(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
液体燃料と空気とを受け入れる入口部と、
前記入口部から流入した前記空気と前記液体燃料とを混合させる本体部と、
前記本体部で生成された混合流体を燃焼器の燃焼筒内へ流出させる出口部と、
を備えたガスタービン燃焼器用の燃料蒸発管であって、
前記本体部は前記混合流体の流れを変更する曲がり部を有し、
前記出口部の管壁には前記入口部又は前記本体部の内径より小さい直径を有した細孔が複数形成され、該細孔から前記混合流体を流出させ、
前記出口部は、該出口部の管径が前記混合流体の流れ方向に沿って徐々に狭まるテーパ形状を成すことを特徴とする燃料蒸発管。
【請求項２】
前記曲がり部の断面がＵ字状を成すことを特徴とする請求項１に記載のガスタービン燃焼器用の燃料蒸発管。
【請求項３】
前記細孔が前記出口部の周壁に配設されていることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載のガスタービン燃焼器用の燃料蒸発管。
【請求項４】
前記細孔は、該細孔の流路断面積の総和Ａｈが前記入口部又は前記本体部の前記内径を基準とした前記燃料蒸発管の流路断面積Ａよりも小さくなるように配設されていることを特徴とする請求項１〜３のいずれかに記載のガスタービン燃焼器用の燃料蒸発管。
【請求項５】
前記細孔の前記流路断面積の前記総和Ａｈと前記燃料蒸発管の前記流路断面積Ａとの関係が、０．２＜Ａｈ／Ａ＜０．５であることを特徴とする請求項４に記載のガスタービン燃焼器用の燃料蒸発管。
【請求項６】
前記細孔の前記直径が０．１ｍｍ〜１ｍｍであることを特徴とする請求項１〜５のいずれかに記載のガスタービン燃焼器用の燃料蒸発管。
【請求項７】
請求項１〜６のいずれかに記載の燃料蒸発管を備えたガスタービン燃焼器。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービン及びジェットエンジンなどにおける液体燃料の燃焼技術に関し、特に、空燃比の広い範囲で安定な高負荷燃焼を実現し得る、燃料蒸発管及びこれを備えたガスタービン燃焼器に関する。
【背景技術】
【０００２】
（化石燃料の枯渇）
近代より、人類は、所望の仕事を実施させ、又は、熱や電気のエネルギーを得るために、化石燃料の化学反応を利用してきた。しかしながら、化石燃料の大量消費により、有限な化石燃料の枯渇化や地球温暖化等の様々な問題が生じている。特に、我が国においては、近年の大震災後に、原子力発電所を停止して火力発電所をフル稼働させており、海外から輸入される化石燃料への依存が非常に高い。
【０００３】
（燃焼器への低燃費性の要求）
航空用又は発電用に使用されるガスタービン燃焼器も、このような我が国のエネルギー事情を反映した低燃費性を発揮するものでなくてはならない事は言うまでもない。
【０００４】
（マイクロターボジェットエンジン）
ところで、ターボジェットエンジンは、低振動でパワーウェイトレイシオが大きく、航空用エンジンとして優れた特性を有する。しかしながら、推力１００ｋｇｆ以下あるいは出力１００馬力以下のターボジェットエンジン（以下、「マイクロターボジェットエンジン」とも呼ぶ。）は商用化されておらず、産業用ＵＡＶ、軽航空機は旧来型レシプロエンジンを搭載するため十分な性能が発揮できていない。これらの産業用ＵＡＶ向けのターボジェットエンジンの実用化が望まれているが、そのためには小空間での高負荷燃焼を実現する燃焼器の技術開発が必要である。
【０００５】
（マイクロターボジェットエンジンの燃焼器における従来の燃焼技術）
このマイクロターボジェットエンジンでは、燃焼器への燃料供給のために、より大型のエンジンで実績のある二流体噴射弁を用いることが困難であり、燃料ノズルと燃料蒸発管とを組み合わせた蒸発管式燃焼器の利用が試みられている（例えば、非特許文献１に開示の図面１，２や特許文献１に開示の図面４を参照）。
【０００６】
（従来の蒸発管の構造）
上記文献等に開示された従来の燃料蒸発管は、通常、流路途中でコの字状の曲がり部を有した中空筒状の金属管である。この蒸発管入口部には蒸発管の内径よりも小さな外径を有した燃料ノズルの先端が挿入されるため、蒸発管内部では上記燃料ノズルの先端から液体燃料が供給されるとともに、燃料ノズル外周から蒸発管内壁とで形成された環状隙間から空気が導入されることになり、その後、これらの媒体が混合した気液二相流となって蒸発管出口部から噴射する。
【０００７】
（従来の蒸発管を利用した際の問題点）
しかしながら、上記構造の従来の蒸発管を利用したままでは、安定燃焼の範囲が狭く、エンジン始動時や負荷変動への追従時に燃焼が不安定化する問題が懸念されていた。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】特開２００７−２８５１２２号公報
【非特許文献】
【０００９】
【非特許文献１】田丸卓、鈴木邦男、「燃料蒸発管に関する研究（ＩＶ）−蒸発管付箱形燃焼器の特性−」、航空宇宙技術研究所資料２８２号、航空宇宙技術研究所、１９７５年８月
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
本発明は、かかる事情に鑑みてなされたもので、ガスタービンエンジン（特に、マイクロターボジェットエンジン）用の燃焼器の高効率化に貢献する燃料蒸発管を提供することを目的とする。さらに、本発明は、空燃比の広い範囲で安定な高負荷燃焼を実現し得る、燃料蒸発管及びこれを備えたガスタービン燃焼器を提供することを目的とする。
【００１１】
本発明者らは、鋭意検討の末、蒸発管内での気液状燃料の微粒化を促進し、ひいては、上記目的を達成可能な新規構造を有した燃料蒸発管を見出し、本発明を完成するに至った。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
すなわち、本発明は、例えば、次の構成・特徴を採用するものである。
（態様１）
液体燃料と空気とを受け入れる入口部と、
前記入口部から流入した前記空気と前記液体燃料とを混合させる本体部と、
前記本体部で生成された混合流体を燃焼器の燃焼筒内へ流出させる出口部と、
を備えたガスタービン燃焼器用の燃料蒸発管であって、
前記本体部は前記混合流体の流れを変更する曲がり部を有し、
前記出口部の管壁には前記入口部又は前記本体部の内径より小さい直径を有した細孔が複数形成され、該細孔から前記混合流体を流出させ、
前記出口部は、該出口部の管径が前記混合流体の流れ方向に沿って徐々に狭まるテーパ形状を成すことを特徴とする燃料蒸発管。
（態様２）
前記曲がり部の断面がＵ字状を成すことを特徴とする態様１に記載のガスタービン燃焼器用の燃料蒸発管。
（態様３）
前記細孔が前記出口部の周壁に配設されていることを特徴とする態様１又は態様２に記載のガスタービン燃焼器用の燃料蒸発管。
（態様４）
前記細孔は、該細孔の流路断面積の総和Ａｈが前記入口部又は前記本体部の前記内径を基準とした前記燃料蒸発管の流路断面積Ａよりも小さくなるように配設されていることを特徴とする態様１〜３のいずれかに記載のガスタービン燃焼器用の燃料蒸発管。
（態様５）
前記細孔の前記流路断面積の前記総和Ａｈと前記燃料蒸発管の前記流路断面積Ａとの関係が、０．２＜Ａｈ／Ａ＜０．５であることを特徴とする態様４に記載のガスタービン燃焼器用の燃料蒸発管。
（態様６）
前記細孔の前記直径が０．１ｍｍ〜１ｍｍであることを特徴とする態様１〜５のいずれかに記載のガスタービン燃焼器用の燃料蒸発管。
（態様７）
態様１〜６のいずれかに記載の燃料蒸発管を備えたガスタービン燃焼器。
【発明の効果】
【００１３】
本発明によれば、燃料蒸発管の出口部の管壁には多数の細孔が形成されているため、出口部に至る間に蒸発して空気と混合された燃料（混合気）は、これらの細孔を通過する際に、混合気中の燃料部分がきめ細やかに微細化されたうえで、燃焼器内で点火され、火炎も安定した完全燃焼に近い状態で燃焼する。従って、空燃比の広い範囲で安定な高負荷燃焼を実現し得る、燃料蒸発管及びこれを備えたガスタービン燃焼器が提供されるのである。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】マイクロターボジェットエンジンの一例を示した断面図である。
【図２】アンニュラ型燃焼器の（ａ）正面図、（ｂ）側面図及び（ｃ）断面図（図２（ａ）中のＡ−Ａ線に沿って破断した断面図）を示した図である。
【図３】実施例の燃料蒸発管を示した図である。
【図４】実施例の燃料蒸発管の燃焼特性を評価・可視化するための実験装置を説明した図である。
【図５】実験装置による蒸発管の性能評価結果（火炎安定限界）を示した図である。
【図６】高速度カメラで撮影された実験装置内の燃焼の可視化結果を示した図である。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
以下、添付の図面を参照しながら下記の具体的な実施形態に基づき本発明を説明するが、本発明はこれらの実施形態に何等限定されるものではない。例えば、以下の実施例では、本発明の蒸発管を好適に適用できるジェットエンジンとして、小型のマイクロターボジェットエンジンを例示するが、他の形式のエンジンに本発明の蒸発管を適用してもよい。
【実施例１】
【００１６】
（マイクロターボジェットエンジンの一例）
図１に本発明の新規技術を適用可能なマイクロターボジェットエンジン１の断面図を示す。このエンジン１は、図１に示すように、空気の流れ方向に、個別の機能を果たす区分（「セクション」とも呼ぶ。）に分割されており、具体的には、風上から風下に向かって、ディフューザ２、遠心圧縮機３、燃焼器４、軸流タービン５、ジェットノズル６の順で構成されている。
【００１７】
（燃焼器の一例）
本発明で用いる燃焼器４は、図１及び図２の（ａ）〜（ｃ）に示すように、環状の外壁４１及び燃焼筒４２（「ライナ」とも呼ぶ。）が設けられた環状燃焼器４（「アンニュラ型燃焼器」とも呼ぶ。）であることが望ましい。燃焼筒４２には、その外側筒４２ｏの内部に内側筒４２ｉがさらに設けられ、前方（上流側）には軸Ｏを中心としたドーナッツ状の前方壁４２ｆが外側筒４２ｏと内側筒４２ｉとを連結・固定する。
【００１８】
燃焼筒４２の前方壁４２ｆには、周方向に（図示では軸Ｏを基点に６０°毎に）、前方孔４３ｆが複数設けられている。また、外側筒４２ｏ，内側筒４２ｉにはそれぞれ空気孔４３ｏ，４３ｉが設けられている。
【００１９】
アンニュラ型燃焼器４には、通常、周状に二流体噴射弁が配置されるが、マイクロターボジェットエンジンのような超小型なジェットエンジン１では、空間的又は重量的な制限から、二流体噴射弁の採用は困難である。
【００２０】
（燃料蒸発管）
このような事情から、本実施例の燃焼器４では、二流体噴射弁の代わりに、杖のような形をした燃料蒸発管１０（以下、単に「蒸発管」とも呼ぶ。）を用いており、燃焼筒４２内（具体的には、外側筒４２ｏと内側筒４２ｉと前方壁４２ｆとで仕切られた内部空間４４（「燃焼室」とも呼ぶ。））に、周方向に複数（図２に示す例では合計６個）、配置している。蒸発管１０の後述する入口部１１が前方壁４２ｆの前方孔４３ｆに接続されるため、圧縮機３を通って排出された空気の一部が燃焼筒４２の前方から蒸発管１０内に流入する。なお、蒸発管１０の材料には、耐熱性・剛性の高いインコネルが好ましい。
【００２１】
蒸発管１０には、点火燃料と、主燃料である液体燃料とが供給される。点火燃料として、例えば、プロパンガスが挙げられる。このプロパンガスは、燃焼器４の近傍に設けられた環状の燃料配管に複数配置されたガスノズル（図示せず）から蒸発管１０に向けて噴射され、点火プラグ（図示せず）によって点火する。一方、液体燃料として、例えば、灯油と潤滑油の混合燃料が挙げられる。液体燃料は、上記点火燃料が点火されて燃焼温度が一定の温度及びタービン翼が一定の回転数にまで達した後に、燃料配管（図示せず）に複数設置された燃料ノズル２０（図３（ｂ），（ｅ）を参照）から蒸発管１０に向けて噴射（直噴）される。この燃料配管は燃焼器４内部に入っており、この配管通過時に液体燃料は火炎によって予熱されたうえで、その後、燃料ノズル２０から蒸発管１０の中へと噴射される。
【００２２】
（燃料蒸発管の構造）
図３（ｄ）〜（ｆ）は、本発明の燃料蒸発管１０（１０ｂ）の好適な実施例を示す。この蒸発管１０ｂは、主な構造として、入口部１１と、本体部１２と、出口部１３と、を備える。この入口部１１は、前述のように圧縮機３からの空気の一部を受け入れる他、燃料ノズル２０の先端が入口部１１に向けて設置（より好ましくは図示のように挿入）されているために液体燃料も受け入れる。そして入口部１１より流れ方向下流側に位置する本体部１２は、入口部１１から流入した空気と液体燃料とを適切に混合させる。出口部１３は、本体部１２で生成された混合流体を燃焼器４（より具体的には、燃焼筒４２の内部空間４４）内へ流出させる。
【００２３】
（曲がり部）
なお、本体部１２は、混合流体の流れを変更する曲がり部１４を有する。この曲がり部１４の形状は、図示のＵ字状の他、コの字状やＶ字状などが挙げられるが、必ずしも上記列挙した例に限定されない。混合流体の流れ易さや圧力損失の面を鑑みれば、上記形状としてＵ字状が好ましい。特に、後述のように出口部１３に流出口として入口部１１又は本体部１２の内径Ｄより小さい細孔１５が設けられた場合には、出口部１３付近で蒸発管１０の圧力損失が増大する傾向となるため、本体部１２をＵ字状にすることで該本体部１２付近での圧力損失を低減させ、つまり、この低減効果を前述の増大傾向と相殺させることで、蒸発管１０全体としての圧力損失の極端な上昇を防ぐことができる。
【００２４】
（出口部の細孔）
また、出口部１３の管壁には蒸発管１０ｂの入口部１１又は本体部１２の内径Ｄより小さな細孔１５が多数形成され、該細孔１５が流出口として蒸発管１０ｂ内の混合流体を流出させていることに留意されたい。このように、蒸発管１０ｂから流出した液体燃料と空気の混合気が、蒸発管１０ｂを囲繞する外側筒４２ｏと内側筒４２ｉとに設けられた複数の空気孔４３ｏ，４３ｉから燃焼筒４２の内部空間４４に入った空気と更に混合することになる。この蒸発管１０ｂを燃焼器４に採用することで、広い作動領域全体へ適切に燃料蒸気（混合気）を微粒化・拡散できるので、噴射弁のように噴霧を適切な位置に送り込む必要が無くなる。
【００２５】
なお、実際の燃焼器４の寸法を考慮すると、出口部１３以外の部分（すなわち、蒸発管１０ｂの入口部１１又は本体部１２）の内径Ｄは、通常、４ｍｍ〜２０ｍｍの範囲となることが多い。このため、細孔１５の直径ｄが０．１ｍｍ〜１ｍｍであることが好ましい。細孔１５の直径ｄが０．１ｍｍより小さくなると、燃料と空気との混合や混合流体の気化が不十分だった場合に、幾つかの細孔１５での液滴の詰まりが発生し、蒸発管１０ｂの圧力損失が予測値（例えば、実施例３における導出値）以上に増大してしまう危険がある。一方、１ｍｍより大きくなると、上述の細孔１５での混合気の燃料成分の微細化（微粒化）の効果が薄れてしまうことが懸念される。
【００２６】
（テーパ形状）
ここで、蒸発管１０ｂの出口部１３は、図３（ｄ）〜（ｆ）に示すように、該出口部１３の管径Ｄｏが混合流体の流れ方向に沿って徐々に狭まるテーパ形状１６を成すことが好ましく、さらに上述の細孔１５がテーパ形状１６の周壁１７に設けられていることが更に好ましい。これにより、蒸発管１０ｂ内の混合流体は、細孔１５でもって微粒化されるとともに、主流方向（管の軸方向）のみならず、当該主流方向に直交する方向（管の軸を基点とした半径方向）に広がりをもって分散・噴出されることとなり、ひいては、燃焼器４内で空間的により均一で望ましい燃焼が実現するようになる。
【実施例２】
【００２７】
（燃焼性能の評価試験）
上述した本発明の蒸発管１０の性能を詳しく評価するために、燃焼器４内に配置される蒸発管１０の環境を模擬した実験装置を作製した。図４に、本実験装置のテスト部Ｔ１の内部構造を図４に示す。なお、実際の燃焼器４は上述したように環状であり、かつ、その周方向に蒸発管１０と燃料ノズル２０が複数組（例えば、６組）設けられるが、燃焼器４内部の燃焼状況を観察するのは困難である。そこで、本装置のテスト部Ｔ１を、蒸発管１０と燃料ノズル２０の１組分の燃焼領域を矩形領域に置き換えた単純化モデルとして作製し、テスト部Ｔ１の一側面に観察用の窓Ｔ２を設けた。
【００２８】
（蒸発管の供試サンプル）
この実験装置のテスト部Ｔ１に設置して評価した蒸発管１０として、数種類のサンプルを用意した。図３（ａ）〜（ｃ）及び図３（ｄ）〜（ｅ）に、これらの代表例として蒸発管１０のサンプル１０ａ，１０ｂを示す。なお、図３（ａ）〜（ｃ）は、蒸発管１０ａの斜視図、側面図及び正面図を示し、図３（ｄ）〜（ｅ）は、蒸発管１０ｂの斜視図、側面図及び正面図を示す。蒸発管１０ａ，１０ｂには共にその本体部１２にＵ字状の曲がり部１４が形成されているが、蒸発管１０ｂの方には、その出口部１３にテーパ形状１６を付与し、流出口として約０．５ｍｍの直径ｄを備えた細孔１５が多数（約５０個）設けられている。
【００２９】
この実験装置の空気源には図示しない送風機を用い、この送風機からの空気は、図示しない整流網及び入口測定部を通過し、テスト部Ｔ１へと導かれる。テスト部Ｔ１のダクトの一側面は、ネオセラムガラスと呼ばれる耐熱ガラス製の透明な窓Ｔ２を設置し、この窓Ｔ２を通して、図示しない一眼レフや高速度カメラ等の撮影装置を用いてテスト部Ｔ１内の燃焼状況を可視化できるようにした。テスト部Ｔ１に導かれた空気は、燃焼板Ｔ３に開けられた孔Ｔ４を通過し、このときに蒸発管１０ａ，１０ｂから噴射される燃料（混合流体）と混合し、燃焼する。なお、テスト部Ｔ１には点火プラグＴ５及びガス供給用孔Ｔ６を設け、蒸発管１０ａ，１０ｂの入口部１１には燃料配管Ｔ７を接続した。燃焼ガスは，図示しない出口測定部及び排気ダクトを通過し、大気中へと排出される。入口側測定部では風速、温度及び圧力を測定し、出口側測定部では温度を測定した。
【００３０】
（火炎安定限界）
火炎安定限界とは、安定に作動できる空燃比ｎを表したもので、燃料流量ｍｆと空燃比ｎとの関係で表現できる。この火炎安定限界は、失火したときの空燃比ｎを限界値としている。図５（ａ）及び（ｂ）に、燃料温度１０〜２０℃に設定した時のサンプル１０ａ及びサンプル１０ｂの火炎安定限界の各結果を示す。図５（の各グラフ）中の□印（白抜きの正方形）のプロットは、実験装置において空気流量を小さくしていき蒸発管１０ａ、１０ｂの出口部１３での漏れを多量にしたとき（条件１：Ｒｉｃｈ  ｐｏｉｎｔ）の空燃比ｎを示す。また、図５中の○印（白抜きの円形）のプロットは安定に燃焼しているとき（条件２：Ｓｔａｂｌｅ  ｐｏｉｎｔ）の空燃比ｎを示す。図５中の×印のプロットは空気流量を大きくしていき失火したとき（条件３：Ｆｌａｍｅ  ｏｆｆ）の空燃比ｎを示す。また、図５の各グラフ中、一点鎖線は条件１のプロットをつなげてその空燃比ｎの挙動を示した第１曲線であり、二点鎖線は条件３のプロットをつなげてその空燃比ｎの挙動を示した第２曲線である。この第１曲線と第２曲線との間隔（グラフ中の縦軸（ｙ軸）方向の間隔）が広い程、燃焼範囲が広いことを意味する。
【００３１】
図５（ａ）に示すサンプル１０ａの結果では、燃料流量ｍｆが少ない時は燃焼範囲が広く、逆に燃料流量ｍｆを上げていくと燃焼範囲が狭くなっていることが確認できる。一方、図５（ｂ）に示すように、サンプル１０ｂの結果では、どの燃料流量ｍｆの大小に拘わらず、燃焼範囲が広く、良好な燃焼であった。すなわち、サンプル１０ｂの蒸発管１０では、安定燃焼の限界を希薄領域にまで広げられることが判った。
【００３２】
（高速度カメラを用いた火炎の可視化結果）
上記実験装置内の燃焼を可視化するために、蒸発管１０の上記サンプル１０ａ，１０ｂを該装置のテスト部Ｔ１内に設置して高速度カメラによる撮影も行った。図６（ａ）は上記サンプル１０ａを使用した時の火炎の状態を示し、図６（ｂ）は上記サンプル１０ｂを使用した時の火炎の状態を示す。なお、どちらの画像も、燃料温度Ｔ＝１０〜２０℃、燃料流量ｍｆ≒０．４８［ｇ／ｓ］、空燃比ｎ≒８０、経過時間ｔ＝２［ｍｓ］での撮影結果に示す。
【００３３】
蒸発管サンプル１０ａ，１０ｂとも、その出口部１３付近で燃焼しきれなかった燃料が後方に流れ，その燃料に引火し燃焼している様子が確認できる。さらに、サンプル１０ｂの火炎を示す図６（ｂ）では、図６（ａ）に比べて、白色で示された混合流が出口部１３付近から下流側のいずれの位置でも生じていることが観察され、蒸発管１０ｂの下流側のいずれの位置でも満遍なく混合・燃焼していることが判った。
【実施例３】
【００３４】
（流出側流路断面積（細孔総面積）と流入側流路断面積の比率）
ここで、流入側流路面積Ａを入口部１１又は本体部１２の内径Ｄを基準とした断面積とする一方、流出側流路断面積Ａｈを細孔１５の各面積の総和とした場合、Ａｈ／Ａ＜１が好ましく、０．２＜Ａｈ／Ａ＜０．５がさらに好ましい。これにより、流出側の出口部１３の側面全体に設けられた各細孔１５において、混合流体が周方向外側に勢いよく噴出することになる。なお、上記面積比Ａｈ／Ａの範囲については、後述する蒸発管１０の圧力損失の検討結果をもとに本発明者らが決定することができたものである。
【００３５】
（蒸発管の圧力損失）
蒸発管１０がサンプル１０ａの場合、管内を流れる流体の平均速度をｗとすると、圧力損失は、直管部分の管壁面での圧力損失ΔＰｆと、曲がり部１４での圧力損失ΔＰｃとの合計であると考えられ、次のように計算できる。
【００３６】
【数１】
0006727606.tif 000002
【００３７】
ここで、λは管摩擦係数、ζは形状による損失係数、ρは流体密度、Ｌ及びＤは蒸発管１０（１０ａ、１０ｂ）の長さ及び内径である。ただし、蒸発管１０の入口部１１付近に設置される燃料ノズル２０が及ぼす影響は、燃料ノズル２０の外径の断面積が蒸発管１０の内径Ｄの断面積よりも極めて小さいため、無視した。つまり、このサンプル１０ａの場合、上述の面積比はＡｈ／Ａ＝１．０となる。
【００３８】
また、管摩擦係数λと損失係数ζは、過去の文献（「基礎シリーズ  エネルギ機械」、監修：渡部一郎、他４名、実教出版、１９９８年６月２０日発行）によると、λ＝０．０３、ζ＝１．０程度である。従って、圧力損失を動圧で無次元化した値を求めると次の式ようになる。すなわち、管内の平均速度ｗを基準とした動圧の１．３２倍の圧力損失が生じると算出された。
【００３９】
【数２】
0006727606.tif 000003
【００４０】
蒸発管１０が細孔１５付きのサンプル１０ａの場合、その圧力損失は、上述の圧力損失ΔＰｆ，ΔＰｃの他、出口部１３に設けられた一群の細孔１５に生じる圧力損失ΔＰｈが加わるため、次のように表される。
【００４１】
【数３】
0006727606.tif 000004
【００４２】
ここで、ζｈは、一群の細孔１５に生じる圧力損失ΔＰｈに対応した損失係数である。これらは、ベルヌーイ式を用いて次式のように導くことができる。
【００４３】
【数４】
0006727606.tif 000005
【００４４】
ここで、Ｗｈは、直径ｄを有した細孔１５を通過する混合流体の平均速度である。この圧力損失を動圧で無次元化した値は次式のように表せる。
【００４５】
【数５】
0006727606.tif 000006
【００４６】
以上から、細孔１５付きのサンプル１０ｂの場合の管内に生じる圧力損失係数は次のように計算できる。
【００４７】
【数６】
0006727606.tif 000007
【００４８】
（面積比と圧力損失との関係）
ここで、細孔１５が占める面積Ａｈと入口部１１の流路断面積Ａとの面積比を変化させながら、上記の数式６を用いて圧力損失係数を算出してみた。この結果を以下の表１に示す。
【００４９】
【表１】
0006727606.tif 000008
【００５０】
表１の結果より、細孔１５の総数を極端に減らす等して、面積比をＡｈ／Ａ＜０．２に設定する（例えばＡｈ／Ａ＝０．１）と、圧力損失がサンプル１０ａのそれに比して、１００倍近くも上昇してしまい、蒸発管１０へ空気が十分に流入されない恐れがあるため、好ましくない。一方、Ａｈ／Ａ＞１になると、管内の混合流体が各細孔１５から勢いよく噴出されなくなるとの恐れがあるため、好ましくない。
【００５１】
以上の点から、上記面積比の範囲はＡｈ／Ａ＜１が好ましく、０．２＜Ａｈ／Ａ＜０．５がさらに好ましい。
【産業上の利用可能性】
【００５２】
本発明によれば、以上のように新規な燃料蒸発管を採用しているため、出口部に至る間に蒸発して空気と混合された燃料（混合気）は、これらの細孔を通過する際に、混合気中の燃料部分がきめ細やかに微粒化されたうえで、燃焼器内で点火され、火炎も安定した完全燃焼に近い状態で燃焼する。従って、空燃比の広い範囲で安定な高負荷燃焼を実現し得る、燃料蒸発管及びこれを備えたガスタービン燃焼器が提供されるのである。このように、本発明は、産業上の利用価値及び産業上の利用可能性が非常に高い。
【符号の説明】
【００５３】
１    ジェットエンジン（マイクロターボジェットエンジン）
２    ディフューザ
３    遠心圧縮機
４    燃焼器（アンニュラ型燃焼器）
５    軸流タービン
６    ジェットノズル
１０（１０ａ，１０ｂ）    燃料蒸発管（のサンプル）
１１    入口部
１２    本体部
１３    出口部
１４    曲がり部
１５    細孔
１６    テーパ形状
１７    出口部の管壁（好ましくは周壁）
２０    燃料ノズル
４１    環状の外壁
４２    燃焼筒
４２ｆ    前方壁
４２ｉ    内側筒
４２ｏ    外側筒
４３ｆ    前方孔
４３ｉ，４３ｏ    内側筒又は外側筒の空気孔
４４    内部空間
Ａ    入口部又は本体部の内径を基準とした前記燃料蒸発管の流路断面積
Ａｈ    細孔の流路断面積の総和
ｄ    細孔の直径
Ｄ    入口部又は本体部の内径
Ｄｏ    出口部の管径
Ｔ１    本実験装置のテスト部
Ｔ２    観察用の窓
Ｔ３    燃焼板
Ｔ４    燃焼板Ｔ３に開けられた孔
Ｔ５    点火プラグ
Ｔ６    ガス供給用孔
Ｔ７    燃料配管
【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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