(57)【要約】【課題】ガスタービンエンジンの耐久性の悪化を防止しながら、公害物質の生成をより効果的に抑制する燃料噴射装置を提供する。【解決手段】パイロット燃料噴射部１０とメイン燃料噴射部２０とを備える燃料噴射装置Ｋであって、前記パイロット燃料噴射部１０は、インナ燃料チャンバ形成体１１と、該インナ燃料チャンバ形成体１１を囲んで配設されるインナ油膜形成体１２と、インナ空気流路１３と、前記インナ油膜形成体１２を囲んでインナ空気流路の外周を形成するインナウォール１４とを有し、前記インナ燃料チャンバ形成体１１のインナ燃料チャンバ１１ａから前記インナ油膜形成体１２内面に噴射された燃料が、同インナ油膜形成体１２内面上を油膜とされて下流側に送られてその下流側先端１２ａからフィルム状で放出され、このフィルム状で放出された燃料がインナ空気流路１３の空気流により微粒化されて燃焼領域Ｒに送気されるものである。【選択図】  図３
2004226051.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
パイロット燃料噴射部とメイン燃料噴射部とを備える燃料噴射装置であって、
前記パイロット燃料噴射部は、インナ燃料チャンバ形成体と、該インナ燃料チャンバ形成体を囲んで配設されるインナ油膜形成体と、インナ空気流路と、前記インナ油膜形成体を囲んでインナ空気流路の外周を形成するインナウォールとを有し、
前記インナ燃料チャンバ形成体のインナ燃料チャンバから前記インナ油膜形成体内面に噴射された燃料が、同インナ油膜形成体内面上を油膜とされて下流側に送られてその下流側先端からフィルム状で放出され、このフィルム状で放出された燃料がインナ空気流路の空気流により微粒化されて燃焼領域に送気される
ことを特徴とする燃料噴射装置。
【請求項２】
燃料が同インナ油膜形成体内面上を旋回させられながら下流側に送られるようにされてなることを特徴とする請求項１記載の燃料噴射装置。
【請求項３】
インナ空気流路の空気取入れ口部にスワーラベーンが配設されてなることを特徴とする請求項２記載の燃料噴射装置。
【請求項４】
インナ空気流路の空気流の流速が、インナ油膜形成体の下流側先端で最速となるようにされてなることを特徴とする請求項３記載の燃料噴射装置。
【請求項５】
インナウォールがベンチュリーノズル状とされ、そののど部がインナ油膜形成体の下流側先端に位置させられてなることを特徴とする請求項４記載の燃料噴射装置。
【請求項６】
インナ燃料チャンバ形成体の断面積調整部がインナ油膜形成体の下流側先端まで延伸形成されてなることを特徴とする請求項４記載の燃料噴射装置。
【請求項７】
メイン燃料噴射部が、パイロット燃料噴射部を囲んで配設される噴射部本体を備え、
前記噴射部本体が、アウタ燃料チャンバと、該アウタアウタ燃料チャンバの外周に配設される空気流路と、該アウタ空気流路に配設されるアウタ油膜形成体とを有し、
前記アウタ燃料チャンバから前記アウタ油膜形成体内面に噴射された燃料が、同アウタ油膜形成体内面上を油膜とされて下流側に送られてその下流側先端からフィルム状で放出され、このフィルム状で放出された燃料がアウタ空気流路の空気流により微粒化されて燃焼領域に送気される
ことを特徴とする請求項１記載の燃料噴射装置。
【請求項８】
燃料が同アウタ油膜形成体内面上を旋回させられながら下流側に送られるようにされてなることを特徴とする請求項７記載の燃料噴射装置。
【請求項９】
アウタ空気流路の空気取入れ口部にスワーラベーンが配設されてなることを特徴とする請求項８記載の燃料噴射装置。
【請求項１０】
アウタ空気流路の空気噴出端部がラッパ状とされてなることを特徴とする請求項７記載の燃料噴射装置。
【請求項１１】
アウタ油膜形成体の下流側先端部内面にテーパが形成されてなることを特徴とする請求項７記載の燃料噴射装置。
【請求項１２】
噴射部本体内周面内側に冷却空気流路が形成されてなることを特徴とする請求項７記載の燃料噴射装置。
【請求項１３】
請求項１ないし請求項１２のいずれか一項に記載の燃料噴射装置を備えてなることを特徴とする燃焼器。
【請求項１４】
請求項１３記載の燃焼器を備えてなることを特徴とするガスタービン。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、燃料噴射装置に関する。さらに詳しくは、ガスタービンエンジン、特にステージング燃焼方式のガスタービンエンジンの燃焼器に適用される、未燃炭化水素、一酸化炭素、窒素酸化物といった公害物質の排出をより効果的に抑制するようにされた燃料噴射装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
環境問題の社会的関心の高まりに伴い、ガスタービンエンジン（以下、単にガスタービンという）においても排ガス中の未燃炭化水素（ＴＨＣ）、一酸化炭素（ＣＯ）、窒素酸化物（ＮＯｘ）といった公害物質についての厳しい規制が行われるようになってきている。
【０００３】
一般に、これら公害物質の中で未燃炭化水素や一酸化炭素は燃焼領域ガス温度が低いときに多く排出され、窒素酸化物は燃焼領域ガス温度が高いときに多く排出されるといった関係がある。このため、両者を同時に低減するのには困難を伴う。
【０００４】
すなわち、高負荷時（高温燃焼時）に窒素酸化物の排出量を抑制するよう燃焼温度を低めに設定すると、低負荷時にはガス温度が低くなりすぎて未燃炭化水素および一酸化炭素の排出量が増大し、かつ燃焼も不安定となる。これを避けるために低負荷時のガス温度を高めに設定すると、高負荷時のガス温度が高くなりすぎて窒素酸化物の排出を抑制することができなくなる。
【０００５】
そこで、従来よりこのような不都合を解消するため、ステージング燃焼方式によるガスタービンが提案され実用化されている。このステージング燃焼方式では、燃料流量のみならず燃料噴射位置とその個数を負荷に応じて調整するようにして、燃焼領域の大きさを公害物質の排出を抑制するのに最適なものに調整し、これにより燃焼ガス温度を最適なものに維持するものとされる。
【０００６】
図４に、ステージング燃焼方式によるガスタービン燃焼器の一例を示す。この燃焼器１００は、ダブルアニュラ型燃焼器とされ、外側および内側の環状ライナ１０１，１０２により囲まれた燃焼領域１０３の外側部分１０３ａに燃料を噴射する燃料噴射装置（以下、外側噴射装置という）１０４と、燃焼領域１０３の内側部分１０３ｂに燃料を噴射する燃料噴射装置（以下、内側噴射装置という）１０５とを備え、低負荷時には外側噴射装置１０４のみが燃料を噴射し燃焼領域１０３の外側部分１０３ａのみにおいて燃焼を行うとともに、高負荷時には両方の噴射装置１０４、１０５が燃料を噴射し燃焼領域１０３の全域で燃焼を行う。
【０００７】
この構成により、低負荷時および高負荷時の両方において燃焼領域の大きさを公害物質の排出を抑制するのに最適なものに調整し、これにより燃焼ガス温度を最適なものに維持するよう調整することが可能となる。
【０００８】
ところが、この燃焼器１００は低負荷時に燃焼領域１０３の外側部分１０３ａのみにおいて燃焼が行われるため、燃焼器出口１０６の径方向にガス温度のムラが生じ、タービン（不図示である）寿命を短くするおそれがあるといった問題がある。
【０００９】
この問題に対処すべく、図５に示すように、単一の燃料噴射装置２０１によりステージング燃焼を実施するようにした燃焼器２００が提案されている（米国特許第６２７２８４０号参照）。この燃焼器２００は、燃料噴射装置２０１の中心側に常時燃料を噴射する燃料噴射部（以下、パイロット噴射部という）２０２を設けるとともに、その周囲に高負荷時にのみ燃料を噴射する燃料噴射部（メイン噴射部）２０３を設けるようにして、燃焼器出口におけるガス温度のムラを抑えるようにされている。
【００１０】
ところが、前掲提案の燃焼器２００においては、低負荷時に中心側のパイロット噴射部２０２から噴射される燃料微粒２０４が、メイン噴射部２０３からの流入空気の壁により例えば位置２０５に設けられる点火栓の点火範囲に到達し難く、着火が極めて困難になるといった問題がある。すなわち、実用化が困難であるといった問題がある。
【００１１】
また、単一の噴射装置によるステージング燃焼方式の別の例としては、図６に示すように、米国特許第６３８９８１５号の燃料ノズル構造がある。このノズル構造３００は、前掲提案の燃焼器２００と同様に、噴射装置３０１の中心側に第１ステージの燃焼領域に燃料を噴射する第１噴射部３０２を設け、その周囲に第２ステージの燃焼領域に燃料を噴射する第２噴射部３０３を設け、ステージング燃焼方式を実施するものとされる。
【００１２】
この燃料ノズル構造３００においては、十分とはいえないが第１噴射部３０２の形状に改良が加えられ、低負荷時における着火が実用化が可能な程度まで容易とされている。ところが、この燃料ノズル構造３００においては、第２噴射部３０３が周方向に離散的に設けられる燃料噴出孔３０４を介して燃料を空気流路３０５に噴出するものとされるので、第２ステージの燃焼領域において周方向に燃料濃度の濃淡が生じ、濃い部分ではＮＯｘの生成量が増大するとともに薄い部分ではＴＨＣおよびＣＯの生成量が増大するといった問題がある。
【００１３】
【発明が解決しようとする課題】
本発明はかかる従来技術の課題に鑑みなされたものであって、ガスタービンエンジンの耐久性の悪化を防止しながら、公害物質の生成をより効果的に抑制する燃料噴射装置を提供することを目的としている。
【００１４】
【課題を解決するための手段】
本発明の燃料噴射装置は、パイロット燃料噴射部とメイン燃料噴射部とを備える燃料噴射装置であって、前記パイロット燃料噴射部は、インナ燃料チャンバ形成体と、該インナ燃料チャンバ形成体を囲んで配設されるインナ油膜形成体と、インナ空気流路と、前記インナ油膜形成体を囲んでインナ空気流路の外周を形成するインナウォールとを有し、前記インナ燃料チャンバ形成体のインナ燃料チャンバから前記インナ油膜形成体内面に噴射された燃料が、同インナ油膜形成体内面上を油膜とされて下流側に送られてその下流側先端からフィルム状で放出され、このフィルム状で放出された燃料がインナ空気流路の空気流により微粒化されて燃焼領域に送気されることを特徴とする。
【００１５】
本発明の燃料噴射装置においては、燃料が同インナ油膜形成体内面上を旋回させられながら下流側に送られるようにされてなるのが好ましい。
【００１６】
また、本発明の燃料噴射装置においては、インナ空気流路の空気取入れ口部にスワーラベーンが配設されてなるのが好ましい。
【００１７】
さらに、本発明の燃料噴射装置においては、インナ空気流路の空気流の流速が、インナ油膜形成体の下流側先端で最速となるようにされてなるのが好ましい。
【００１８】
さらに、本発明の燃料噴射装置においては、インナウォールがベンチュリーノズル状とされ、そののど部がインナ油膜形成体の下流側先端に位置させられてなるのが好ましい。
【００１９】
さらに、本発明の燃料噴射装置においては、インナ燃料チャンバ形成体の断面積調整部が、インナ油膜形成体の下流側先端まで延伸形成されてなるのが好ましい。
【００２０】
さらに、本発明の燃料噴射装置においては、メイン燃料噴射部が、パイロット燃料噴射部を囲んで配設される噴射部本体を備え、前記噴射部本体が、アウタ燃料チャンバと、該アウタアウタ燃料チャンバの外周に配設される空気流路と、該アウタ空気流路に配設されるアウタ油膜形成体とを有し、前記アウタ燃料チャンバから前記アウタ油膜形成体内面に噴射された燃料が、同アウタ油膜形成体内面上を油膜とされて下流側に送られてその下流側先端からフィルム状で放出され、このフィルム状で放出された燃料がアウタ空気流路の空気流により微粒化されて燃焼領域に送気されるのが好ましい。
【００２１】
さらに、本発明の燃料噴射装置においては、燃料が同アウタ油膜形成体内面上を旋回させられながら下流側に送られるようにされてなるのが好ましい。
【００２２】
さらに、本発明の燃料噴射装置においては、アウタ空気流路の空気取入れ口部にスワーラベーンが配設されてなるのが好ましい。
【００２３】
さらに、本発明の燃料噴射装置においては、アウタ空気流路の空気噴出端部がラッパ状とされてなるのが好ましい。
【００２４】
さらに、本発明の燃料噴射装置においては、アウタ油膜形成体の下流側先端部内面にテーパが形成されてなるのが好ましい。
【００２５】
さらに、本発明の燃料噴射装置においては、噴射部本体内周面内側に冷却空気流路が形成されてなるのが好ましい。
【００２６】
しかして、本発明の燃料噴射装置は燃焼器に備えられ、またその燃焼器はガスタービンに備えられる。
【００２７】
【作用】
本発明の燃料噴射装置は、前記の如く構成されているので、負荷の全域にわたって所望の混合気を均一に燃焼領域に送気でき、均一かつ安定した燃焼が確保されて大気汚染物質の排出が抑制される。また、均一かつ安定した燃焼が図られるので、斑燃焼によるタービンの損傷を防止できる。
【００２８】
【発明の実施の形態】
以下、添付図面を参照しながら本発明を実施形態に基づいて説明するが、本発明はかかる実施形態のみに限定されるものではない。
【００２９】
図１に、本発明の一実施形態に係る燃料噴射装置を示す。同図に示すように、燃料噴射装置（以下、噴射装置と略称する）Ｋは、全体は図示しないガスタービンエンジン（以下、ガスタービンという）の燃焼器１に適用される燃料噴射装置とされる。
【００３０】
燃焼器１は、概略円筒体形状の小径の内側ケース２および大径の外側ケース３により環状体が形成され、その環状体内に配設された内側環状ライナ４および外側環状ライナ５により燃焼領域Ｒや混合・冷却領域および燃焼ガス流路を囲む内筒が形成されたアニュラ型燃焼器とされる。そして、この内筒の頭部（圧縮機出口１ａ側）に所要数の噴射装置Ｋが所定間隔で配設される。
【００３１】
しかして、燃焼器１は、上流側の圧縮機（不図示である）出口１ａから流入される圧縮空気を、噴射装置Ｋの中心に位置するインナ空気取入れ口Ａ１および周囲に位置するアウタ空気取入れ口Ａ２から燃焼領域Ｒに取入れ、燃焼領域Ｒにおける燃料の燃焼により発生する高温、高圧のガスを、環状ライナ４、５の下流側端部に形成される燃焼器出口１ｂからタービン（不図示である）に送るようにしてタービンを駆動する。また、例えば外側環状ライナ５の燃焼領域Ｒの対応位置には点火栓６が設けられる。
【００３２】
図２および図３に、噴射装置Ｋの詳細を示す。図２に示すように、噴射装置Ｋは、燃料噴射装置自体によりステージング燃焼方式を実施するように、２系統の燃料噴射部、すなわち噴射装置Ｋの中心に配される円筒状のパイロット燃料噴射部１０と、これと同軸にその周囲に配される環状のメイン燃料噴射部２０とを有し、燃料ポンプ７から各燃料噴射部１０、２０に燃料供給管Ｐ１，Ｐ２を介して送給される燃料量を、コントローラ８により制御される燃料供給管Ｐ１，Ｐ２に介装された制御弁９（９Ａ、９Ｂ）により調整する。
【００３３】
コントローラ８は、例えば最高出力の６０％までの低負荷時にはパイロット燃料噴射部１０のみを作動させ、６０％から１００％までの高負荷時にはパイロット燃料噴射部１０およびメイン燃料噴射部２０を共に作動させるように制御弁９（９Ａ、９Ｂ）を制御する。
【００３４】
また、パイロット燃料噴射部１０においては、ガスタービン作動中はＴＨＣおよびＣＯの発生を抑えるよう常時比較的燃料濃度の濃い条件で燃料供給がなされる。これにより安定した火炎を保つことも容易となる。一方、メイン燃料噴射部２０は、高負荷時にＮＯｘの発生を抑えるよう燃料濃度の薄い条件で燃料を供給しつつ、比較的低温度の燃焼で所望出力を得るようにパイロット燃料噴射部１０とともに作動するものとされる。
【００３５】
以下、図３をも参照しながら、噴射装置Ｋの具体的構造を説明する。
【００３６】
噴射装置Ｋのパイロット燃料噴射部１０は、制御弁９Ａが介装された燃料供給管Ｐ１（以下、第１燃料配管という）と接続され噴射装置Ｋの中心に配設される所定長さのインナ燃料チャンバ１１ａを有する、丸棒状のインナ燃料チャンバ形成体１１と、インナ燃料チャンバ形成体１１を囲むよう同軸に配設される円筒状のインナ油膜形成体（インナフィルムリップ）１２と、インナ燃料チャンバ形成体１１およびインナ油膜形成体１２を囲むよう同軸に設けられる、インナ空気流路１３の外周を形成する噴射部本体１５内周面を所定形状としてなるインナウォール１４とから構成される。
【００３７】
インナ燃料チャンバ形成体１１は、インナ燃料チャンバ１１ａの燃料をインナ油膜形成体１２内周面に垂直に衝突させるように噴出させる所要数の細孔（燃料噴射孔）１１ｂ、１１ｂ、…が、インナ燃料チャンバ１１ａ先端部において後掲のスワーラベーン５１の出口近傍に所定ピッチで設けられてなるものとされる。また、インナ燃料チャンバ形成体１１は、その先端部が延伸されて空気流路断面積を調整するための断面積調整部１１ｃとされている。ここで、細孔１１ｂの個数、すなわち周方向間隔は、燃料供給量や燃料噴射装置Ｋの大きさ、すなわちガスタービンの大きさに応じて適宜調整されるが、後掲するようにインナ油膜形成体１２の先端１２ａで周方向に均一な液膜を形成するのに適当な間隔とされる。
【００３８】
インナ油膜形成体１２は、一端（基端）１２ｂがインナ空気取入れ口Ａ１と一致するよう配され、内周面に付着しインナ空気取入れ口Ａ１からの空気流により面上を下流側に送られる燃料を、他端（以下、下流側先端と称する）１２ａで微粒化し空気中に飛散させるように機能するものとされる。このため、インナ油膜形成体１２の全長は、後掲するように内周面に付着した燃料が周方向に均一な液膜を形成するのに十分な所定長さとされる。また、インナ油膜形成体１２は、図３に示すように、均一な液膜が形成されやすいように下流側先端部分において端面に向って径が絞られるように形成されている。
【００３９】
インナ空気流路１３は、インナ空気取入れ口Ａ１から取入れられた空気を燃焼領域Ｒに向って流す空気流路とされ、インナ空気取入れ口部１３ａのインナ燃料チャンバ形成体１１外周面とインナ油膜形成体１２内周面との間、およびインナ油膜形成体１２外周面とインナウォール１４との間にそれぞれスワーラベーン（渦巻羽根、以下インナスワーラベーンという）５１、５２が配され、これによりインナ空気取入れ口部１３ａには螺旋状の空気流路が形成される。ここで、インナ空気取入れ口部１３ａの開口端１３ｂがインナ空気取入れ口Ａ１とされる。
【００４０】
インナウォール１４は、インナ油膜形成体１２の下流側先端１２ａ対応位置において、断面積が最小となるようにインナ空気流路１３を絞り、かつインナ油膜形成体１２の下流側先端１２ａ対応位置からインナ空気流路１３の下流側端面１３ｃに向ってインナ空気流路１３の断面積を末広がりに大きくするように表面形状が形成されている。つまり、インナウォール１４は、のど部１４ａが下流側先端１２ａ対応位置とされたベンチュリーノズル状に形成されている。
【００４１】
パイロット燃料噴射部１０がかかる構成とされていることにより、第１燃料配管Ｐ１からインナ燃料チャンバ１１ａに供給された燃料は、微粒化され空気と混合しながら燃焼領域Ｒに送気される。
【００４２】
すなわち、第１燃料配管Ｐ１からインナ燃料チャンバ１１ａに供給され燃料噴射孔１１ｂ、１１ｂ、…からインナ油膜形成体１２内面に衝突するように噴射された燃料は、インナ空気取入れ口Ａ１から取入れられ内側インナスワーラベーン５１を通過した空気流により旋回させられながら、インナ油膜形成体１２内周面上を下流側先端１２ａまで送られ均一な液膜とされてインナ油膜形成体１２の下流側先端１２ａからフィルム状で放出される。このフィルム状で放出された燃料は、インナ空気取入れ口Ａ１から取入られ外側インナスワーラベーン５２を通過し、インナ油膜形成体１２の下流側先端１２ａ対応位置に至るまで加速されて最速となった空気流からの剪断力を受け微粒化され、周方向に均一な状態で空気流中に拡がる。燃料に剪断力を付与した空気流は、その位置から直ちに減速され静圧回復がなされて微粒化された燃料と混合し、その混合気が外径方向に拡がりながら燃焼領域Ｒに流入する。このようにしてインナ空気流路１３から燃焼領域Ｒに流入した混合気は、外側環状ライナ５に設けられた点火栓６の点火範囲に容易に到達でき安定した着火が可能となる。
【００４３】
また、このことに関連して、断面積調整部１１ｃはインナ油膜形成体１２の下流側先端１２ａ対応位置でインナ空気流路１３の断面積が最小となるように、インナ油膜形成体１２の下流側先端１２ａ対応位置まではその断面積を少なくとも保つように形成され、かつその位置から断面積を減少させつつ途切れるように丸みを帯びた先端形状とされている。これにより、断面積調整部１１ｃは特段の冷却をなすことなくその焼損が防止される。
【００４４】
メイン燃料噴射部２０は、環状の噴射部本体１５に形成される環状のアウタ燃料チャンバ２１とこのアウタ燃料チャンバ２１の外周に配設される環状のアウタ空気流路２２と、アウタ空気流路２２に配されるアウタ油膜形成体（アウタフィルムリップ）２３とを備えてなるものとされる。また、環状の噴射部本体１５内周内側には、環状の冷却空気流路１６が形成されている。なお、かかる構成とされたメイン燃料噴射部２０は、例えば精密鋳造により製作される。
【００４５】
噴射部本体１５は、図３に示すように、上流側の基端部１５ａが小径とされ、中間部１５ｂが大径とされ、下流側の先端部１５ｃが中径とされた段付円筒状体とされる。
【００４６】
アウタ燃料チャンバ２１は、基端部１５ａ外周内側から中間部１５ｂ前部（空気出口側）外周内側まで延伸形成された環状中空体とされ、その基端部１５ａ側には燃料供給管Ｐ２（第２燃料配管）に接続されアウタ燃料チャンバ２１内に連通する燃料供給ノズル１５ｄが設けられ、その中間部１５ｂ前部側にはアウタ燃料チャンバ２１内の燃料をアウタ油膜形成体２３内周面に衝突させるように噴出させる所要数の細孔（燃料噴射孔）１５ｅ、１５ｅ、・・・が所定ピッチで設けられている。ここで、細孔１５ｅの個数、すなわち周方向間隔は、燃料供給量や燃料噴射装置Ｋの大きさ、すなわちガスタービンの大きさに応じて適宜調整されるが、後掲するようにアウタ油膜形成体２３の先端で周方向に均一な液膜を形成するのに適当な間隔とされる。
【００４７】
アウタ空気流路２２は、一端が中間部１５ｂ側面に空気取り入れ口Ａ２として開口し、他端が先端部１５ｃ端面に空気噴出口２２ａとして開口するものとされる。このアウタ空気流路２２のアウタウォール２２ｂ先端部は、燃焼領域Ｒに燃料と空気の混合気が末広がりとなるようラッパ状とされている。
【００４８】
また、アウタ空気流路２２は空気噴出口２２ａ（その開口面はインナ空気流路１３の下流側開口面１３ｃと一致する）が、インナ空気流路１３の下流側開口と余に近距離で隣接しないようにアウタ空気流路２２のインナウォール２２ｃの位置Ｌが設定されている。すなわち、アウタ空気流路２２の空気噴出口２２ａとインナ空気流路１３の下流側開口とが近すぎると、パイロット燃料噴射部１０のみの作動時にアウタ空気流路２２からの空気流によってその燃焼が妨害される。したがって、アウタ空気流量とインナ空気流量との流量配分、インナ燃料流量ならびにスワラベーンへの旋回角度に応じて適宜選定されるが、パイロット燃料噴射部１０のみの作動時に燃焼を妨害しない位置Ｌにアウタウォール２２ｂ端が設定される。
【００４９】
アウタ油膜形成体２３は、環状とされた形成体本体２３ａと、この形成体本体２３ａ基端に形成された鍔部２３ｂとからなるものとされて、前記アウタ空気流路２２内に鍔部２２ｂ外周面を空気取り入れ口Ａ２に一致させるとともに、形成体本体２３ａ先端を前記空気噴出口２２ａの若干手前に位置させて配される。また、アウタ空気流路２２内の前記鍔部２３ｂが配設された個所には、鍔部２３ｂを間に挟むようにして一対のスワーラベーン（渦巻羽根、以下アウタスワーラベーン）５３、５４が配され、これにより空気取入れ口部には鍔部２３ｂの両側に螺旋状の空気流路が形成される。
【００５０】
形成体本体２２ａ基端は、前記燃料噴射孔１５ｅの若干上流に位置させられて、同燃料噴射孔１５ｅから噴射された燃料が形成体本体２２ａ内周面に衝突するようにされている。形成体本体２２ａの全長は、内周面に付着しアウタ空気取入れ口Ａ２からの空気流により面上を下流側に送られる燃料が他端（以下、下流側先端と称する）に到達するまでに周方向に均一な液膜を形成するのに十分な長さとされている。形成体本体２２ａ内面先端部には、油膜を末広がりに噴出させるようにテーパが形成されている。
【００５１】
冷却空気流路１６は、図３に示すように、噴射部本体１５内周外側に先端部がラッパ状とされた環状冷却空気流路本体１６ａと、基端部１５ａ端面に前記冷却空気流路本体１６ａに対応させて同心円状に配設された所要数の冷却空気供給孔１６ｂと、先端部１５ｃ端面に前記環状冷却空気流路本体１６ａのラッパ状先端に対応させて同心円状に配設された所要数の冷却空気排気孔１６ｃとを備えてなるものとされる。
【００５２】
メイン燃料噴射部２０がかかる構成とされていることにより、第２燃料配管Ｐ２からアウタ燃料チャンバ２１に供給された燃料は、微粒化され空気と混合しながら燃焼領域Ｒに送気される。
【００５３】
すなわち、内側アウタスワーラベーン５３を通過した空気流により旋回させられながら本体２２ａ内周面上を下流側先端２２ｃまで送られ均一な液膜とされた燃料は、本体２２ａ先端部のテーパにより末広がりのフィルム状に噴出され本体２２ａ先端でアウタスワーラベーン５３、５４、特に外側アウタスワーラベーン５４を通過した空気流から剪断力を受け微粒化されて周方向に均一な状態で空気中に広がる。一方、アウタ油膜形成体２２先端で燃料を微粒化した空気は減速され静圧回復がなされて燃料と混合し、外径方向に拡がりながら燃焼領域Ｒに流入する。したがって、燃焼領域Ｒに流入した混合気の安定した着火が可能となる。
【００５４】
このように、噴射装置Ｋにおいてはパイロット燃料噴射部１０およびメイン燃料噴射部２０といった２系統の燃料噴射部が同軸状に設けられ、各燃料噴射部１０、２０において油膜形成体（フィルムリップ）１２、２３の内周面上で、周方向に均一な液膜を形成するよう旋回空気流により拡げられた燃料がフィルムリップ１２、２３の先端で微粒化され空気と混合されるので、周方向に均一な燃料濃度分布を達成することが可能となり、燃焼領域Ｒの全域において燃焼ガス温度を均一化することが可能となる。
【００５５】
これにより、局所的な高温領域および低温領域の発生を抑え、高温領域で生成されるＮＯｘおよび低温領域で生成されるＴＨＣおよびＣＯの発生量を低減することが可能となる。
【００５６】
また、高負荷時の燃焼ガス温度をＮＯｘ発生量を抑える比較的低温度に保ったまま、低負荷時にはパイロット燃料噴射部１０のみを作動させ燃焼領域を狭くすることで燃焼ガス温度を比較的高温に保つことができ、ＴＨＣおよびＣＯの排出量増加を抑えるとともに、火炎の不安定化を抑えることが可能となる。
【００５７】
また、燃料が空気流から剪断力を受けて微粒化されるときの空気流速が最速となるようにインナ空気流路１３を絞り、かつその位置から下流側にインナ空気流路１３の断面積が末広がりに大きくなるように、インナウォール１４の表面形状および断面積調整部材１１ｂの断面形状が設定されているので、従来、着火が容易ではなかった中心側のパイロット燃料噴射部１０の着火性を顕著に向上させることができる。
【００５８】
なお、前掲米国特許６３８９８１５号の従来技術においては、インナ空気流路の断面積を燃料の微粒化位置において最小とするように各部材の形状（特にプライマリー・フューエル・インジェクタ１２２の形状）が調整されていないので着火性が低下する。
【００５９】
以上、本発明を実施形態を参照しつつ説明したが、本発明は種々改変が可能である。例えば、実施形態ではアウタ側の空気取入れ口をラジアル方向に開口させる構成としているが、これをインナ側と同様にアキシャル方向に開口させることももちろん可能である。
【００６０】
【発明の効果】
以上詳述したように、本発明の燃料噴射装置によれば、負荷の全域にわたって所望の混合気を均一に燃焼領域に送気でき、均一かつ安定した燃焼が確保されるて大気汚染物質の排出が抑制されるという優れた効果が得られる。また、均一かつ安定した燃焼が図られるので、斑燃焼によるタービンの損傷を防止できるという優れた効果も得られる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施形態に係る燃料噴射装置を備えた燃焼器の概略図である。
【図２】同燃料噴射装置の概略燃料系統図である。
【図３】同燃料噴射装置の断面図である。
【図４】ダブルアニュラ型燃焼器の概略図である。
【図５】米国特許第６２７２８４０号の提案に係る燃料噴射装置の断面図である。
【図６】米国特許第６３８９８１５号の提案に係る燃料ノズル機構の断面図である。
【符号の説明】
１          燃焼器
２          内側ケース
３          外側ケース
４          内側環状ライナ
５          外側環状ライナ
６          点火栓
７          燃料ポンプ
８          コントローラ
９          制御弁
１０          パイロット燃料噴射部
１１          インナ燃料チャンバ形成体
１１ａ        インナ燃料チャンバ
１２          インナ油膜形成体（インナフィルムリップ）
１３          インナ空気流路
１４          インナウォール
１５          メイン燃料噴射部本体
２０          メイン燃料噴射部
２１          アウタ燃料チャンバ
２２          アウタ空気流路
２３          アウタ油膜形成体（アウタフィルムリップ）
５１，５２    インナスワーラベーン
５３，５４    アウタスワーラベーン
Ｋ            燃料噴射装置
Ａ１          インナ空気取入れ口
Ａ２          アウタ空気取入れ口
Ｐ            燃料供給管
Ｐ１          第１燃料配管
Ｐ２          第２燃料配管
【図１】
2004226051.tif 000003
【図２】
2004226051.tif 000004
【図３】
2004226051.tif 000005
【図４】
2004226051.tif 000006
【図５】
2004226051.tif 000007
【図６】
2004226051.tif 000008