(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
段階的燃焼用ガスタービンエンジン燃焼器のための燃料ノズル組立体（５６）であって、
１次燃焼領域（１２０）における改良された燃料と空気の混合のために、噴射される燃料噴霧の周りの流入１次燃焼空気に燃料噴霧を囲む１次同軸旋回領域を形成させる、周方向に配置された複数の旋回羽根（１３４）を含む包囲型環状通路（１３２）を有する１次燃料噴射装置（１２２）と、
前記１次同軸旋回領域の半径方向外方に、旋回する流入２次燃焼空気の２次同軸旋回領域を形成するための、周方向に間隔をもった、細長い、軸方向に延びる複数の開口部（１９４）を備えており、前記１次燃料噴射装置（１２２）に対し同軸で、該１次燃料噴射装置から半径方向外方に間隔をもって配置されて２次燃焼領域（１２４）を形成する環状のリング（１２８）と、
円形に配置された複数の２次燃料噴射装置（１２６）を囲み、下流方向に面した端壁（１８０）と前記２次燃料噴射装置（１２６）から前記２次旋回領域へ燃料を流出させるための、複数の半径方向開口部（１７４）を有する環状の外壁（１７０）とを備えており、前記環状のリング（１２８）と前記１次燃料噴射装置（１２２）の間に配置された環状のハウジング（１６８）と、
を備え、
前記ハウジング（１６８）は、前記外壁（１７０）の内側に間隔を隔てた同軸の環状の内壁（１５０）を備え、前記内壁（１５０）は、外方に拡がって前記１次燃料噴射装置（１２２）下流側に外側ディフューザ領域を形成し、前記端壁（１８０）の軸方向下流側に間隔を隔てて位置する半径方向外方に延びるフランジ（１５８）で終わって端壁との間に間隙（２０２）を形成しており、前記端壁（１８０）には、外方に延びる前記フランジ（１５８）を冷却するための冷却空気を通す、円形に配置され互いに間隔を隔てた複数の第１の冷却空気穴（１９８、２００）が形成されており、
前記ノズル組立体は、さらに、
前記燃料ノズル組立体の軸（１０３）に対して下流方向及び外方向に傾斜して流れる空気噴流を生じさせるように配置され、且つ、前記第１の冷却穴（１９８、２００）より半径方向外方に円形に配置された複数の第２の冷却空気穴（２０４）を備え、
前記第１の冷却空気穴（１９８、２００）は、前記１次燃料噴射装置の中心軸（１０３）に対して第１傾斜角度で傾いており、
前記第２の冷却空気穴（２０４）は、前記燃料ノズル組立体の軸（１０３）に対して第２傾斜角度で傾いており、
前記第２傾斜角度は前記第１傾斜角度よりも大きい
ことを特徴とするノズル組立体。
【請求項２】
前記１次燃料噴射装置（１２２）が、燃料を軸方向に噴射するように向けられていることを特徴とする請求項１に記載の燃料ノズル組立体（５６）。
【請求項３】
前記２次燃料噴射装置（１２６）が、燃料をほぼ半径方向に噴射するように向けられていることを特徴とする請求項１に記載の燃料ノズル組立体（５６）。
【請求項４】
前記複数の第１の冷却穴が、冷却空気孔の外方円形配置列（２００）と、冷却空気孔の内方円形配置列（１９８）とからなることを特徴とする請求項１に記載の燃料ノズル組立体（５６）。
【請求項５】
前記１次燃料噴射装置（１２２）は、中心軸（１０３）を備え、前記１次燃焼領域（１２０）に１次燃料噴霧を噴射するように配置され、
前記２次燃料噴射装置（１２６）は、前記１次空気流（１４２）の半径方向外方にあって前記１次空気流（１４２）を囲む２次空燃焼領域（１２４）に２次燃料噴霧を噴射するように前記１次燃料噴射装置（１２２）の半径方向外方に配置される、
ことを特徴とする請求項１に記載の燃料ノズル組立体。
【請求項６】
前記１次空気流（１４２）及び２次空気流（１２４）の各々が、前記１次空気流（１４２）及び２次空気流（１２４）を旋回させる接線方向の速度成分を含むことを特徴とする請求項１に記載の燃料ノズル組立体（５６）。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンエンジン燃焼システムに関し、より具体的には、好ましくない燃焼生成成分の生成がエンジン作動過程にわたって最小化される段階的燃焼システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】
近年では、スモッグ、その他の好ましくない環境条件をもたらすガス、特に内燃式エンジンから排出されるガスの生成と排出の最小化に重点がおかれているため、そのような好ましくない燃焼生成成分の生成と排出を削減する努力の過程で開発された種々のガスタービンエンジン燃焼器の設計が行われている。燃焼器の設計に影響を与える他の要因としては、ガスタービンエンジン使用者の効率的低コスト運転への欲求、言い換えれば、エンジン出力を維持しながら、或いはエンジン出力の増加さえ達成しながら燃料消費の削減を得ることの必要性がある。その結果、航空機のガスタービンエンジン燃焼システムの重要な設計基準には、様々なエンジン作動状態において高い熱効率を達成し、同時に微粒子の排出、好ましくないガスの排出、そして光化学スモッグ形成の前兆となる燃焼生成物の排出の要因となる好ましくない燃焼状態の最小化をもたらすために、高燃焼温度の規定が含まれている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
多数の政府規制団体は、好ましくない大気状態の発生の主要な原因と認識されている未燃焼炭化水素（ＨＣ）、一酸化炭素（ＣＯ）、及び窒素酸化物（ＮＯX）の許容レベルについて排出制限を設定している。そしてそのような基準に適合させるために様々な燃焼器設計が開発されている。例えば、好ましくないガスタービンエンジン燃焼生成物排出の最小化の問題を解決する一つの方法は、段階的燃焼の設備である。この装置では、燃焼器において、第１段バーナが、燃焼生成物の性質をより厳密に制御するように低速及び低出力状態において利用されており、排出基準内に燃焼生成物を維持することを試みながら、より高い出力状態を達成するために、第１段及び第２段バーナの組合せを備えている。しかしながら、一方でエンジンの効率の良い熱的作動を可能にするように第１及び第２段バーナの作動の均衡をとりながら、もう一方で同時に好ましくない燃焼生成物の生成を最小化することは、達成が困難である。その点で、ＮＯXの排出を低減するために低燃焼温度で作動させることは、不完全燃焼もしくは部分的不完全燃焼を生じる可能性があり、このことは、低出力及び低熱効率に加えて過度の炭化水素及び一酸化炭素の生成をもたらすことになりうる。一方、高燃焼温度は、熱効率を高め、炭化水素及び一酸化炭素の量は低減するが、多くの場合、ＮＯXの形成が高くなる。
【０００４】
好ましくない燃焼生成成分の生成を最小にするために提案された別の方法は、噴射燃料と燃焼空気のより効率的な混合を行うことである。その点において、燃焼が混合気全体に均等に生じるように燃料と空気の混合を改善し、不完全燃焼から生じる炭化水素及び一酸化炭素のレベルを低下させるために多数の混合器の設計が数年間にわたり提案されてきた。一方、火炎温度が高くなる高出力状態においても混合を改善した場合には、好ましくない窒素酸化物が形成される。
【０００５】
そのため、広範囲なエンジン作動状態にわたって好ましくない燃焼生成成分の生成が最小化されるようなガスタービンエンジン燃焼器を提供する必要がある。
【０００６】
従って、一定の出力要求に応じて段階的燃焼が生じ、また好ましくない燃焼生成成分の排出が広範囲なエンジン作動状態にわたって最小化されるようなガスタービンエンジン燃焼システムを提供することが望まれる。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
要点を述べると、本発明の１つの態様によれば、燃料ノズル組立体がガスタービンエンジン使用のために提供される。燃料ノズル組立体は中心軸を有する１次燃料噴射装置を備えており、該１次燃料噴射装置は、１次空気流に１次燃料噴霧を噴射するように配置されている。２次燃料噴射装置が、１次空気流の半径方向外側に間隔をもって位置し該一次空気流を囲む２次空気流に２次燃料噴霧を噴射するように、１次燃料噴射装置の半径方向外側に配置されている。少なくとも１つの空気吹出口が、１次燃料噴射装置と２次燃料噴射装置の間に配置され、流入空気流の一部を１次空気流と２次空気流の間で１次空気流に対して傾斜した下流方向に向けるように、１次燃料噴射装置の中心軸に対して傾いている。
【０００８】
【発明の実施の形態】
本発明の構造、作動、及び利点については、添付図面と共に以下の説明を考察することにより更に明らかになるであろう。
【０００９】
さて図面、特にそのうちの図１を参照すると、長手方向軸１１を有し、コアガスタービンエンジン１２及び該コアエンジンの上流側に配置されたファン部分１４を含む航空機ターボファンエンジン１０が概略図に示されている。コアエンジン１２は、環状のコアエンジン入口１８を構成し、コアエンジン１２に入る空気の圧力を第１圧力レベルにまで上昇させるための圧力ブースタ２０を囲み支持する、ほぼチューブ状の外ケーシング１６を備えている。高圧多段軸流圧縮器２２が圧力ブースタ２０から加圧空気を受け、さらに空気圧力を上昇させる。加圧空気は燃焼器２４に流れ込み、ここで燃料が加圧空気流に噴射されて加圧空気の温度とエネルギーレベルを上昇させる。高エネルギー燃焼生成物は第１タービン２６に流れ、第１駆動シャフト２８によって圧縮器２２を駆動し、次いで、第２タービン３０に流れ、第１駆動シャフト２８と同軸の第２駆動シャフト３２によってブースタ２０を駆動する。各タービン２６及び３０を駆動した後、燃焼生成物は排気ノズル３４からコアエンジン１２を出て推進ジェット推力を発生する。
【００１０】
ファン部分１４は、環状のファンケーシング３８によって囲まれた回転可能な軸流ファンロータ３６を備える。ファンケーシングは、ほぼ半径方向に延び、円周方向に間隔を隔てた複数の支持ストラット４０を介してコアエンジン１２により支持されている。ファンケーシング３８は、ファンロータ３６とファンロータブレード４２を備えており、半径方向に延びる出口ガイド羽根４４によって支持されている。ファンケーシング３８の下流部分３９は、コアエンジン１２の外側部分上を延びて、追加の推進ジェット推力を与える第２の、すなわちバイパスの空気流導管を形成する。
【００１１】
ガスタービンエンジンのための燃焼器２４の１つの形態が、図２に示されている。示されている装置は、エンジン長手方向軸１１と同軸で、入口５２と出口５４を備えた環状の燃焼室５０である。燃焼器２４は、圧縮器吐出口（図示せず）から加圧空気の環状流を受ける。圧縮器吐出空気の一部は燃焼室５０に流れ込み、この燃焼室には燃料噴射装置５６から燃料が噴射されて空気と混合され、燃焼のための燃料空気混合気が形成される。燃料空気混合気の点火は適切な点火器（図示せず）によって行われ、結果として生じる燃焼ガスは環状の第１段タービンノズル５８に向かって軸方向に流れ込む。ノズル５８は、半径方向に延び周方向に間隔をもって配置された複数のノズル羽根６０を備える環状の流路により形成され、該ノズル羽根６０は、ガスが第１段タービンディスク６４によって支持されている半径方向に延びる複数の第１段タービンブレード６２上に斜めに流れ込んで衝突するように、ガスを旋回させる。図１に示されるように、第１段タービン２６は圧縮器２２を回転させており、１つ又はそれ以上の追加下流段３０を設けて圧力ブースタ２２及びファンロータ３６を駆動することができる。
【００１２】
燃焼室５０はエンジン外ケーシング６６内に収められており、環状の燃焼器外ライナ６８と半径方向内方に配置されている環状の燃焼器内ライナ７０によって構成されている。図２の矢印は、圧縮器吐出空気が燃焼器２４の中に流れ込む方向を示している。図示されているように、空気のある部分は外ライナ６８の最外側表面の上を流れ、ある部分は燃焼室５０に流れ込み、そしてある部分は内ライナ７０の最内側表面の上を流れる。
【００１３】
外及び内ライナ６８、７０の各々はそれぞれ、燃焼生成物がタービンノズル５８に入る前に、追加の空気が燃焼器に入って燃焼過程を完結させ得るようにするための複数の希釈開口部７２を備えることができる。加えて、外及び内ライナ６８、７０はそれぞれ、比較的短く、傾斜し外方に広がる環状のパネル７６によって形成される複数の環状段部分７４を含む、図示されているような段形状を備えることができ、該環状のパネル７６は、外及び内ライナ６８、７０の最外側表面に沿って流れる空気の一部が燃焼室５０の内部に流れ込み得るようにするための、小さい円周方向に間隔を隔てた複数の冷却空気孔７８を備えることができる。これら内向きに導かれる空気流は、燃焼室５０の内部に面した表面である外及び内ライナ６８、７０の内側表面に沿って流れ、中間にある環状のパネル８０のそれぞれにおいて内及び外ライナの各々の内方に面した表面に沿って冷却空気の層を形成する。
【００１４】
図２に示されているように、軸方向に延びる複数の燃料ノズル組立体５６が、燃焼器２４の上流端に円形列で配置され、環状の燃焼室５０の入口５２内に延びている。内及び外ライナ６８、７０の各々の上流部分は、それぞれ互いに半径方向に間隔をもって配置され、外カウル８２及び内カウル８４を形成しており、その最前端の間隔は、圧縮器の吐出空気が燃焼室５０に入り得るようにするための開口部を与える燃焼室入口５２を構成する。後述する燃料ノズル組立体は、図２に示される燃料噴射装置５６の配置と同一の方法で燃焼器内に配置することができる。
【００１５】
本発明の１つの実施形態によるノズル組立体を備えた燃焼室が、図３に示されている。環状の燃焼室９０が環状のエンジン外ケーシング９２の中に収められ、該外ケーシングから内方に間隔をもって配置され、冷却目的のための圧縮器の吐出空気が通過できる外側流路９４の外壁を構成する。燃焼室９０は、環状の燃焼器外ライナ９６と環状の燃焼器内ライナ９８を備えており、所定の距離だけ軸方向下流側に延びている。燃焼室９０の上流端は、圧縮器の吐出空気を入れるための適切な空気流入穴をもち、燃料ノズル組立体１０２に対し内方かつ前方に延びる環状のドーム１００を有している。燃焼室９０の断面積は下流方向に向かって小さくなり、その下流端では、燃焼生成物が流入する、第１段タービンノズル１０４の断面積に対応する大きさになっている。
【００１６】
環状の内ケーシング１０６が内ライナ９８の半径方向内方に設けられ、圧縮器吐出空気を燃焼器内ライナ９８の外側表面に沿って通るように制限し、エンジン駆動シャフト（図示せず）のような他のエンジン内部構成要素を燃焼室９０内で発生する熱から保護する。
【００１７】
図示されている実施形態では、圧縮器の吐出空気は、環状のダクト１０８を通り、燃焼室９０の直ぐ上流側にある拡大された断面積のディフューザ部１１０に吐出され、燃焼室９０に流れる。ディフューザ部１１０は、外側流路９４、内側流路１１２、及び燃料ノズル組立体１０２に連通している。圧縮器吐出空気の大部分は、燃料ノズル組立体１０２を通りまたその周囲で、燃焼室９０に入り、その一方で残りの圧縮器吐出空気は、冷却目的のために燃焼室９０の周囲で外側流路９４を通って上方に、内側流路１１２を通って下方に流れる。
【００１８】
燃料ノズル組立体１０２は、燃料入口１１４を介して加圧燃料源（図示せず）に連通している。ノズル組立体１０２は、エンジン外ケーシング１１６によって適切に支持されており、またボルトその他同様のものによってケーシングに一体に連結されている。点火器１１８は、燃料ノズルホルダの下流に配置されており、燃焼室内で燃料空気混合気に最初の点火をするために、外ケーシング１１６を通って燃焼室９０の中に延びている。燃料ノズル１０２は、燃料が１次燃料噴射装置１２２から噴射される中央１次燃焼領域１２０と、１次燃料噴射装置１２２を囲むように、その半径方向外方に間隔をもって位置する環状の２次燃料噴射装置１２６から燃料が噴射される環状の２次燃焼領域１２４を形成する。
【００１９】
エンジンの大きさにより、２０もしくはその程度の数の多さの燃料ノズル組立体が、燃焼室の入口に円形列に配置される。各燃料ノズル組立体１０２の燃料噴射装置１２２、１２６は、外ライナ９６及び内ライナ９８の最前端に結合され、そこから前方に延びる環状の燃焼器ドーム１００の中に、それぞれ受入れられている。
【００２０】
外カウル１８８は、外ライナ９６の最前端から前方に延びている。外カウル１８８は、燃焼噴射装置１２２に向かって内側へ曲がっており、末端に外カウルリップ１８８ａが形成されている。同様に、内カウル１８９は、内ライナ９８の最前端から前方に延びており、燃料噴射装置１２２に向かって内側へ曲がっている。内カウル１８９は内カウルリップ１８９ａを末端に有する。外カウルリップ１８８ａ及び内カウルリップ１８９ａはそれぞれ、圧縮器吐出空気が燃焼室９０に入るため通過できる環状の開口部を構成するように、エンジン長手方向軸に対して半径方向に互いに間隔を隔てられている。
【００２１】
図４及び図４ａは、図３の燃料ノズル組立体をより詳細に示している。図４に示すように、燃焼器ドーム１００の中に収められている燃料ノズル組立体１０２の燃料出口端は、一般的に軸対称であり、中央の１次燃焼領域１２０と周りを囲む環状の２次燃焼領域１２４を備えている。１次燃焼領域１２０は、同軸の第１環状部材１３０によって囲まれ該部材との間に内方環状空気通路１３２を構成している１次燃料噴射装置１２２を備える。環状のハウジング１３０は、１次燃料噴射装置１２２から半径方向外方に間隔を隔てられ、半径方向に延びた複数の内方旋回羽根１３４によって該装置１２２に接続されている。旋回羽根１３４は、環状の通路１３２内でほぼ螺旋状に空気を旋回させるために、入口１３８から入ってくる流入圧縮器吐出空気に回転運動成分を与えるよう、燃料ノズル組立体１０２の軸１０３に対して半径方向にかつ軸方向に傾斜している。環状部材１３０は、１次燃料噴射装置１２２を囲み、１次燃料噴射装置１２２の外側表面の周りにほぼ一定断面積の内方環状流路を形成し、また噴射装置面１４０の下流に外方に広がった壁１４４によって第１ディフューザ部分１４２を形成するように構成されている。
【００２２】
第２環状部材１４６は、第１環状部材１３０を囲み、該部材１３０から半径方向外方に間隔を隔てて位置する。第２環状部材１４６は、外壁１４８と内壁１５０を備えており、内壁１５０は第１の軸方向に延びる表面１５２と、小径中間部分１５４と、半径方向外方に延びるフランジ１５８を端部に有する外向きに拡がる外側部分１５６を備えている。内壁１５０は、第１環状部材１３０とともに外方環状空気通路１６０を構成している。
【００２３】
第２環状部材１４６は、半径方向外方に延びた複数の旋回羽根１６４によって第１環状部材１３０に接続されている。内方旋回羽根１３４の場合と同様、外方旋回羽根１６４もまた、通路１６０を通過する際にほぼ螺旋状に空気を旋回させるため、入口１６６から外方通路１６０に入ってくる流入圧縮器吐出空気に回転運動成分を与えるよう、燃料ノズル組立体軸１０３に対して半径方向かつ軸方向に傾斜している。通路１６０内の空気流の回転方向は、通路１３２内の空気流の回転方向と同じにすることができる。しかしながら、所望ならば、それぞれの空気流の回転方向は、逆の回転方向とすることができ、回転方向は、燃料ノズル組立体の大きさと構成、及び特定の燃焼室設計における作動条件に応じ決めることもできる。
【００２４】
空気通路１３２及び１６０は、内方旋回羽根１３４及び外方旋回羽根１６４の配置と共に、図５において断面図により示されている。図示されているように、各旋回羽根は、それらを通過するそれぞれの流れに、燃料ノズル組立体軸１０３に対して逆の方向の回転を与えるよう配置されている。
【００２５】
第２環状部材１４６はまた、外方環状壁１７０を備えた環状のハウジング１６８の内壁を構成している。ハウジング１６８は、２次燃料噴射装置１２６を囲んでおり、該2次燃料噴射装置１２６は、外壁１７０に備えられているそれぞれの大径の半径方向開口部１７４から反対側に配置された複数の半径方向外向きの周方向開口部１７２を有する。開口部１７２は、燃料を各開口部１７４を通して２次燃焼領域１２４に流出させる。
【００２６】
環状のハウジング１６８の半径方向外側に、該ハウジングに向き合うように、環状の外方リング１２８が支持されている。外方リング１２８の半径方向内方に延びている前方壁１８２は端部に軸方向に延びるカラー１８４を有し、該カラー１８４は、ハウジング１６８の前方部分の一部に重なっている燃料ノズル組立体１０２のリップ１８６と接触している。環状の外壁１９０は、フランジを構成している前方壁１８２と半径方向外方に延びた後方壁１９２の間を延びている。環状の外壁１９０は、圧縮器吐出空気が開口部１９４を通り２次燃焼領域１２４に流れることができるように、燃料ノズル軸１０３に対して軸方向に配置された主軸を有するほぼ矩形の複数の開口部１９４を備えている。隣接する開口部１９４の間の壁１９０の部分１９６は、軸１０３に対して半径方向に傾斜しており、流入する圧縮器吐出空気に回転流れ成分を与えて、空気が２次燃焼領域１２４を通って流れる間に該空気がほぼ螺旋状の径路を通るようにするための旋回羽根を構成する。開口部１９４及び旋回羽根１９６の配置は、図６に断面で示されている。
【００２７】
冷却空気は、２次燃料噴射装置１２６を冷却するために環状の通路１７６に入る。冷却空気は、環状のハウジング１６８の端壁１８０に設けられている複数の開口部に向かいかつ該開口部を通って流れる。図４、図４ａ及び図７に示されるように、軸方向に延びる冷却空気孔１９８の内方円形列が端壁１８０に設けられており、軸方向に延びる冷却空気孔２００の中間円形列が内方円形列の半径方向外側に設けられている。孔１９８及び２００は、ほぼ同じ径とすることができる。好ましくは、内方円形列及び中間円形列の孔１９８及び２００は、高温燃焼生成物に直接さらされるフランジ１５８を冷却するために、間隙２０２内にほぼ均一な流れ場をもたらすように、互い違いにされる。
【００２８】
図４ａに最も良く示されるように、同じく端壁１８０には、中間円形列を構成する孔２００の半径方向外側に、孔２０４の最外方円形列が設けられている。孔２０４は、燃料ノズル組立体軸１０３に対して後外方に傾斜しており、下流側外方に向けて複数の空気噴流を形成する。傾斜した孔２０４はまた、そこから生じる空気噴流がフランジ１５の周縁を超えて２次燃焼領域１２４の最内部に向かって流れるように配置されている。対照的に、軸方向に延びる孔１９８及び２００は、そこから生じる空気噴流がフランジ１５８の上流側表面に直接衝突するように配置されている。孔２０４は、約４０度から約５０度の角度で燃料ノズル組立体１０２の軸１０３に対して傾斜している。
【００２９】
図４に示されている燃料ノズル組立体の作動モードは、図８に概略的に示されている。１次燃焼段においては、燃料は１次燃料噴射装置１２２に供給され、第１ディフューザ部分１４２において旋回する空気と混合され、可燃の燃料空気混合気を形成し、この混合気は、１次燃焼領域１２０に向かい、そしてその中で膨張する。外方通路１６０で発生する、周囲を囲む逆回転の空気もまた、第１環状部材１３０の外で膨張し組合わさって、旋回する環状の１次再循環ゾーン２１０を形成し、ここで、燃料空気混合気が燃焼し続ける。第１段燃焼システムは、エンジンのアイドリング及び低出力要求状態の下で用いられ、開示した装置によってもたらされる改善された混合と再循環は、より低いＨＣ及びＣＯの発生をもたらす。
【００３０】
燃料を２次燃料噴射装置１２６から２次燃焼領域１２４へ噴射することによる２次燃焼段の作動は、付加的な出力推力が必要とされる時に行われる。２次燃焼領域１２４における燃焼のための空気は、開口部１９４を通して内方へ流れ、旋回羽根１９６の傾斜によって旋回し、２次燃焼領域１２４内に旋回する環状の流れパターンを形成する。燃焼生成物は、環状の外方リング１２８のフランジ１９２を超えて軸方向外方に移動する際に、急激に拡散して２次再循環ゾーン２１２を形成する。１次及び２次再循環ゾーンは、環状のハウジング１６８の下流端にあるフランジ１５８の直近下流にある環状の相互作用ゾーン２１４において相互に作用し、また部分的に重なり合う。
【００３１】
相互作用領域２１４において燃焼が起きる時、環状のハウジングのフランジと端壁の間の間隙から出る冷却空気の外向き半径方向成分は、２次燃料分散を増強し、２次燃焼ゾーンにおける付加的な混合を促進することによって、好ましくないＮＯXエミッションの形成を削減する一助となる。冷却空気流は、端壁１８０の孔１９８、２００及び２０４から出る空気である。
【００３２】
燃料ノズル組立体１０２の第１段のみが作動している場合、１次再循環ゾーン２１０と環状の外方リング１２８の開口部１９４を通り燃焼器に入る旋回冷却空気との間の接触は遅らされ、１次燃焼ゾーンにおける冷却が生じる前に該１次燃焼ゾーンにおいてより完全な燃焼を生じさせることによって、低出力エミッションが向上する。冷却の遅れは、１次及び２次空気流の半径方向分離により、また開口部２０４から出る傾斜噴流が、燃焼のまだ起きていない領域１２４から冷却空気を外向きに流れさせるように強制することによって生じ、これにより１次燃焼領域における燃焼が完結へと進むようにする。
【００３３】
外壁１７０及び端壁１８０に対する孔２０４の傾斜は、２つの利点をもたらしている。第一に、下流側軸方向の速度成分によるほぼ円錐形のエアカーテンによって、外壁１７０の最外側表面に横たわる空気の境界層がより速く流れるようになり、２次燃焼領域１２４において逆火に対する許容度が向上する。第二に、ほぼ円錐形のエアカーテンは、１次燃焼ゾーンと２次燃焼ゾーンの分離を保ち、それぞれの流れの中での燃焼プロセスがより下流の点まで実質的な相互作用をもって完結へと進むようにする。
【００３４】
加えて、傾斜した開口部は、２次的霧化、より速い液滴の蒸発、より良い燃料と空気の混合を促進し、また２次燃焼ゾーンにおける生成物を１次燃焼ゾーンにおける生成物から外向きにそれから遠ざかるように強制して混合を遅らせ、従って第２再循環ゾーン内に滞溜している２次燃料が高温の1次再循環ゾーンに入るのを遅らせることによって、ＮＯXの形成の可能性を減少させる。それらの流れは、１次燃焼領域がある程度低温になるより下流の点で合体する。
【００３５】
本発明の特定の実施形態を示し説明してきたが、様々な変更及び修正を本発明の技術思想から離れることなく行ない得ることは当業者には明らかである。従って、本発明の範囲内にある、これら変更及び修正の全てが添付の特許請求の範囲に含まれることを意図するものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】  ファンステージを備える、航空機ガスタービンエンジンの幾つかの主な構成要素の配列を示す長手方向断面図。
【図２】  環状のガスタービンエンジン燃焼器の1つの形態を示す、部分的に切り欠いた部分斜視図。
【図３】  １次燃焼領域及びその周りを囲む２次燃焼領域において段階的燃焼を行うための本発明の1つの実施形態による燃料ノズル組立体を備えたガスタービンエンジン燃焼器の長手方向断面図。
【図４】  図３に示した燃料ノズル組立体の拡大断面図。
【図４ａ】  本発明の1つの実施形態において２次燃料噴射装置を備える環状のハウジングの、冷却空気孔を示す下流端の拡大部分断面図。
【図５】  １次燃料噴射装置及び周りの旋回羽根を示す図４の線５−５に沿った断面図。
【図６】  ２次燃焼ゾーンにおいて流れを旋回させるための旋回羽根の方向を示す図４の線６−６に沿った断面図。
【図７】  ２次燃料噴射装置を含む環状のハウジングの端壁にある冷却空気穴の配列を示す図４ａの線７−７に沿った部分断面図。
【図８】  燃料ノズルに沿ってとられた、燃料ノズル組立体に対しての第1及び２次燃焼ゾーンの位置を示す概略断面図。
【符号の説明】
９０  燃焼室
９２、１１６  エンジン外ケーシング
９４  外側流路
９６  燃焼器外ライナ
９８  燃焼器内ライナ
１００  ドーム
１０２  燃料ノズル組立体
１０４  第１段タービンノズル
１０６  内ケーシング
１０８  ダクト
１１０  ディフューザ部
１１２  内側流路
１１４  燃料入口
１１８  点火器
１２０  １次燃焼領域
１２２  １次燃料噴射装置
１２４  ２次燃焼領域
１２６  ２次燃料噴射装置
１２８  リング
【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４ａ】
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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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