燃焼器

燃焼器は、ガスタービン、ラムジェット、またはスクラムジェット エンジンで燃焼が行われる部品または領域です。バーナー、バーナー缶、燃焼室、または火炎ホルダーとも呼ばれます。ガスタービン エンジンでは、圧縮システムによって燃焼器または燃焼室に高圧空気が供給されます。次に、燃焼器は、燃料/空気の混合物が燃焼するにつれて、この空気を一定圧力で加熱します。燃焼すると、燃料/空気の混合物は加熱され、急速に膨張します。燃焼した混合物は、ノズル ガイド ベーンを通って燃焼器からタービンに排出されます。ラムジェット エンジンまたはスクラムジェット エンジンの場合、排気はノズルから直接排出されます。

燃焼器は、非常に高い空気流量にもかかわらず、安定した燃焼を封じ込めて維持する必要があります。そのために、燃焼器は、最初に空気と燃料を混合して点火し、次にさらに空気を混合して燃焼プロセスを完了するように注意深く設計されています。初期のガスタービン エンジンでは、缶型燃焼器と呼ばれる単一のチャンバーが使用されていました。現在、缶型、アニュラー型、およびカニューラ型 (缶アニュラー型、チューボアニュラー型とも呼ばれる) の 3 つの主要な構成が存在します。アフターバーナーは、別のタイプの燃焼器と見なされることがよくあります。

燃焼器は、燃料効率、排出量、過渡応答（燃料流量や空気速度などの変化する条件に対する応答） など、エンジンの多くの動作特性を決定する上で重要な役割を果たします。

ガスタービンの燃焼器の目的は、システムにエネルギーを追加してタービンを駆動し、航空機用途でノズルから排出する高速ガスを生成することです。他のエンジニアリング上の課題と同様に、これを達成するには、次のような多くの設計上の考慮事項のバランスを取る必要があります。

• 燃料を完全に燃焼させます。そうしないと、エンジンは未燃焼の燃料を無駄にし、未燃焼の炭化水素、一酸化炭素 (CO)、および煤の不要な排出物を生成します。
• 燃焼器全体の圧力損失が低い。燃焼器から供給されるタービンが効率的に作動するには高圧の流れが必要です。
• 炎（燃焼）は燃焼器内に保持（封じ込め）されなければなりません。燃焼がエンジンのさらに後方で起こると、タービン段が過熱して損傷しやすくなります。さらに、タービンブレードはより高性能になり、より高い温度に耐えられるようになるにつれて、燃焼器はより高温で燃焼するように設計され、燃焼器の部品もその高温に耐えられるように設計する必要があります。
• エンジンが停止した場合でも、高高度で再点火できる必要があります。
• 均一な出口温度プロファイル。出口の流れにホットスポットがあると、タービンは熱応力やその他の種類の損傷を受ける可能性があります。同様に、燃焼器内の温度プロファイルはホットスポットを避ける必要があります。ホットスポットがあると、燃焼器が内側から損傷したり破壊されたりする可能性があるためです。
• 物理的サイズと重量が小さい。航空機用途ではスペースと重量が重要視されるため、適切に設計された燃焼器はコンパクトになるよう努めます。発電用ガスタービンなどの航空機以外の用途では、この要因による制約はそれほどありません。
• 広範囲の動作。ほとんどの燃焼器は、さまざまな入口圧力、温度、質量流量で動作できる必要があります。これらの要因は、エンジン設定と環境条件の両方によって変化します (つまり、低高度での全開スロットルは、高高度でのアイドル スロットルとは大きく異なる場合があります)。
• 環境排出物。航空機からの二酸化炭素や窒素酸化物などの汚染物質の排出物には厳しい規制があるため、燃焼器はそれらの排出物を最小限に抑えるように設計する必要があります。(以下の排出物のセクションを参照)

出典: ^{[1] [2]}

燃焼器技術の進歩は、排出量、動作範囲、耐久性など、いくつかの異なる領域に焦点が当てられました。初期のジェット エンジンは大量の煙を排出していたため、1950 年代の初期の燃焼器の進歩は、エンジンから排出される煙の削減に向けられました。煙が実質的に排除されると、1970 年代には、未燃焼炭化水素や一酸化炭素など、他の排出量の削減に取り組みが移りました(詳細については、以下の「排出量」セクションを参照してください)。1970 年代には、新しい製造方法によりライナー (以下のコンポーネントを参照) の寿命が初期のライナーのほぼ 100 倍に延びたため、燃焼器の耐久性も向上しました。1980 年代には、燃焼器の動作範囲全体にわたって効率が向上し始めました。燃焼器は、フル パワーでは非常に効率的 (99% 以上) である傾向がありましたが、その効率は低い設定では低下しました。その 10 年間の開発により、低いレベルでの効率が向上しました。1990 年代と 2000 年代には、排出量、特に窒素酸化物の削減に再び焦点が当てられました。燃焼器技術は現在でも活発に研究・開発が進められており、現代の研究の多くは燃焼器技術の改善に重点が置かれています。^[3]

場合

ケースは燃焼器の外殻であり、かなり単純な構造です。ケースは通常、メンテナンスがほとんど必要ありません。^[4]ケースは、その中を流れる空気によって熱負荷から保護されているため、熱性能についてはあまり考慮する必要はありません。ただし、ケースは圧力容器として機能し、燃焼器内の高圧と外部の低圧の差に耐える必要があります。この機械的負荷（熱負荷ではなく）が、ケースの設計の原動力となります。^[5]

ディフューザー

ディフューザーの目的は、コンプレッサーから出る高速で高圧縮された空気を、燃焼器に最適な速度まで減速することです。速度を低下させると、必然的に全圧の損失が生じるため、設計上の課題の 1 つは、圧力損失を可能な限り抑えることです。^{[6]さらに、ディフューザーは、}境界層の剥離などの流れの影響を回避することで、流れの歪みを可能な限り抑えるように設計する必要があります。他のほとんどのガスタービンエンジン部品と同様に、ディフューザーは可能な限り短く軽量になるように設計されています。^[7]

ライナー

ライナーは燃焼プロセスを包含し、様々な気流（中間気流、希釈気流、冷却気流、下記の「気流経路」を参照）を燃焼ゾーンに導入する。ライナーは、長時間の高温サイクルに耐えられるように設計・製造する必要がある。そのため、ライナーはハステロイXなどの超合金で作られる傾向がある。さらに、高性能合金が使用されていても、ライナーは気流で冷却する必要がある。^{[8]一部の燃焼器では、}熱遮断コーティングも使用されている。しかし、それでも空冷は必要である。一般に、ライナー冷却には、フィルム冷却と蒸散冷却の2つの主なタイプがある。フィルム冷却は、（いくつかの方法のうちの1つによって）ライナーの外側からライナーの内側に冷気を注入することによって機能する。これにより、ライナーを保護する冷気の薄い膜が形成され、ライナーの温度が、たとえば約1800ケルビン（K）から約830 Kに低下する。もう一つのタイプのライナー冷却である蒸散冷却は、ライナーに多孔質材料を使用するより現代的なアプローチです。多孔質ライナーは少量の冷却空気を通過させ、フィルム冷却と同様の冷却効果をもたらします。2つの主な違いは、ライナーの温度プロファイルと必要な冷却空気の量です。蒸散冷却では、冷却空気が細孔から均一に導入されるため、温度プロファイルがはるかに均一になります。フィルム冷却空気は通常、スラットまたはルーバーから導入されるため、スラットでは冷たく、スラット間では暖かいという不均一なプロファイルになります。さらに重要なのは、蒸散冷却では冷却空気の使用量が大幅に少なくなることです（フィルム冷却では総空気流量の20～50%ですが、蒸散冷却では10%程度です）。冷却に使用する空気が少ないほど、燃焼に使用できる空気が多くなります。これは、高性能で高推力のエンジンにとってますます重要になっています。^{[9] [10]}

鼻先

スナウトはドーム（下記参照）の延長部分であり、空気スプリッターとして機能し、一次空気を二次空気流（中間空気、希釈空気、冷却空気。下記「空気流路」セクションを参照）から分離します。^[11]

ドーム/スワーラー

ドームとスワーラーは、燃焼ゾーンに入る一次空気（以下の空気の流路を参照）が流れる燃焼器の一部です。その役割は、流れに乱流を発生させて空気を燃料と急速に混合することです。 ^[8]初期の燃焼器では、スワーラーではなくブラフボディドームが使用される傾向があり、単純なプレートを使用して後流乱流を発生させ、燃料と空気を混合していました。ただし、最新の設計のほとんどは、スワール安定化されています（スワーラーを使用）。スワーラーは、局所的な低圧ゾーンを確立し、燃焼生成物の一部を強制的に再循環させて、高乱流を生成します。^[11]ただし、乱流が高くなるほど、燃焼器の圧力損失が大きくなるため、ドームとスワーラーは、燃料と空気を十分に混合するために必要な以上の乱流を生成しないように注意深く設計する必要があります。^[12]

燃料インジェクター

燃料インジェクターは、燃焼ゾーンに燃料を導入する役割を担い、スワーラー（上記）とともに燃料と空気を混合する役割を担っています。燃料インジェクターには、圧力噴霧式、エアブラスト式、気化式、予混合/予気式インジェクターの 4 つの主なタイプがあります。^{[ 8]}圧力噴霧式燃料インジェクターは、燃料を霧化するために高い燃料圧力（最大 3,400 キロパスカル（500 psi））に依存しています。このタイプの燃料インジェクターは非常にシンプルであるという利点がありますが、いくつかの欠点もあります。燃料システムは、このような高圧に耐えられるほど堅牢でなければなりません。また、燃料は不均一に霧化される傾向があり、不完全燃焼または不均一燃焼を引き起こし、汚染物質や煙が多くなります。^{[13] [14]}

2 つ目のタイプの燃料インジェクターは、エアブラストインジェクターです。このインジェクターは、空気の流れで燃料シートを「ブラスト」し、燃料を均一な液滴に霧化します。このタイプの燃料インジェクターは、最初の無煙燃焼器につながりました。使用される空気は、スワーラーではなくインジェクターを介して迂回される一次空気の一部です (以下の空気の流路を参照)。このタイプのインジェクターでは、圧力霧化タイプよりも低い燃料圧力が必要です。^[14]

3 番目のタイプである気化燃料インジェクターは、一次空気が燃料と混合されながら燃焼ゾーンに噴射されるという点でエアブラストインジェクターに似ています。ただし、燃料と空気の混合物は燃焼ゾーン内のチューブを通過します。燃焼ゾーンからの熱が燃料と空気の混合物に伝達され、燃料の一部が気化（混合が改善される）してから燃焼します。この方法では、より少ない熱放射で燃料を燃焼させることができ、ライナーを保護するのに役立ちます。ただし、気化チューブは、その内部の燃料流量が低いため、耐久性に重大な問題が生じる可能性があります（チューブ内の燃料が燃焼熱からチューブを保護します）。^[15]

予混合/予蒸発インジェクターは、燃料が燃焼ゾーンに到達する前に燃料を混合または蒸発させることで機能します。この方法により、燃料が空気と非常に均一に混合され、エンジンからの排出物が削減されます。この方法の欠点の1つは、燃料と空気の混合物が燃焼ゾーンに到達する前に燃料が自然発火または燃焼する可能性があることです。これが起こると、燃焼器が深刻な損傷を受ける可能性があります。^[16]

イグナイター

ガスタービン用途のほとんどの点火装置は、自動車の点火プラグに似た電気スパーク点火装置です。点火装置は、燃料と空気がすでに混合されている燃焼ゾーンに配置する必要がありますが、燃焼自体によって損傷を受けないように、十分に上流に配置する必要があります。点火装置によって最初に燃焼が開始されると、燃焼は自立的になり、点火装置は使用されなくなります。^[17]缶型環状燃焼器と環状燃焼器（以下の燃焼器の種類を参照）では、炎が1つの燃焼ゾーンから別の燃焼ゾーンに伝播できるため、各燃焼ゾーンに点火装置は必要ありません。一部のシステムでは、点火補助技術が使用されています。そのような方法の1つは酸素注入で、酸素が点火領域に供給され、燃料が簡単に燃焼するのを助けます。これは、エンジンを高高度で再起動しなければならない可能性のある航空機用途で特に役立ちます。^[18]

一次空気

これが主燃焼空気です。高圧コンプレッサーから圧縮された空気（多くの場合、ディフューザーで減速されます）が燃焼器のドームのメインチャネルと最初のライナー穴を通って供給されます。この空気は燃料と混合され、燃焼します。^[19]

中間空気

中間空気は、2番目のライナー穴セットから燃焼ゾーンに注入される空気です（一次空気は最初のセットを通過します）。この空気は反応プロセスを完了し、高濃度の一酸化炭素（CO）と水素（H ₂）を希釈し、^[20]燃焼ガスの冷却にも役立ちます。

希釈空気

希釈空気は、燃焼室の端にあるライナーの穴から噴射され、タービンに到達する前に排気ガスを冷却する空気です。この空気は、燃焼器で必要な均一な温度プロファイルを生成するために慎重に使用されます。しかし、タービンブレードの技術が向上し、より高い温度に耐えられるようになると、希釈空気の使用量は減り、燃焼空気の使用量が増えます。^[20]

冷却空気

冷却空気は、ライナーの小さな穴から注入され、冷気の層（フィルム）を生成して、ライナーを燃焼温度から保護する空気です。冷却空気の導入は、燃焼空気やプロセスと直接相互作用しないように慎重に設計する必要があります。場合によっては、吸入空気の50％が冷却空気として使用されます。この冷却空気を注入する方法はいくつかあり、その方法によってライナーがさらされる温度プロファイルが影響を受ける可能性があります（上記のライナーを参照）。^[21]

缶型燃焼器は、自己完結型の円筒形燃焼室です。各「缶」には、独自の燃料噴射装置、点火装置、ライナー、およびケーシングがあります。^[22]コンプレッサーからの一次空気は、個々の缶に導かれ、減速され、燃料と混合され、その後点火されます。二次空気もコンプレッサーから供給され、ライナー（内部で燃焼が行われている）の外側に供給されます。二次空気は、通常、ライナーのスリットを通して燃焼ゾーンに供給され、薄膜冷却によってライナーを冷却します。^[23]

ほとんどの用途では、複数の缶がエンジンの中心軸の周囲に配置され、それらの共通の排気がタービンに供給される。缶型燃焼器は、設計とテストが容易なため（システム全体をテストする必要はなく、1つの缶をテストすればよい）、初期のガスタービンエンジンで最も広く使用されていた。缶型燃焼器は、燃焼セクション全体ではなく1つの缶だけを取り外す必要があるため、メンテナンスが容易である。ほとんどの現代のガスタービンエンジン（特に航空機用途）では、缶型燃焼器は他の燃焼器よりも重量が重いことが多いため、使用されていない。さらに、缶全体の圧力降下は、一般に他の燃焼器よりも高い（約7％）。缶型燃焼器を使用するほとんどの現代のエンジンは、遠心圧縮機を備えたターボシャフトである。^{[24] [25]}

次のタイプの燃焼器は「缶アニュラー」^[26]燃焼器です。缶型燃焼器と同様に、缶アニュラー燃焼器には、独自の燃料インジェクターを備えた個別のライナーに含まれる個別の燃焼ゾーンがあります。缶燃焼器とは異なり、すべての燃焼ゾーンは共通のリング (アニュラス) ケーシングを共有します。各燃焼ゾーンは、圧力容器として機能する必要がなくなりました。^[27]燃焼ゾーンは、ライナー ホールまたは接続チューブを介して互いに「通信」することもできます。これにより、空気が円周方向に流れるようになります。缶アニュラー燃焼器からの出口流は、通常、より均一な温度プロファイルを持ち、タービン セクションに適しています。また、各チャンバーに独自の点火装置を設置する必要もありません。1 つまたは 2 つの缶で火が点くと、他の缶に簡単に広がり、点火できます。このタイプの燃焼器は、缶型よりも軽量で、圧力降下も低くなります (6% 程度)。しかし、缶型環状燃焼器は缶型燃焼器よりもメンテナンスが難しい場合があります。^[28]缶型環状燃焼器を採用したガスタービンエンジンの例としては、ゼネラルエレクトリックJ79 ターボジェット、プラット・アンド・ホイットニーJT8D、ロールスロイスTay ターボファンなどがあります。^[29]

最後に、最も一般的に使用されているタイプの燃焼器は、完全環状燃焼器です。環状燃焼器は、個別の燃焼ゾーンを廃止し、リング（環状部）内に連続したライナーとケーシングを備えています。環状燃焼器には、より均一な燃焼、より短いサイズ（したがって軽量）、より小さい表面積など、多くの利点があります。^{[30] [31]}さらに、環状燃焼器は出口温度が非常に均一になる傾向があります。また、3つの設計の中で最も圧力降下が低い（5％程度）です。^[32]環状設計もよりシンプルですが、テストには通常、フルサイズのテスト装置が必要です。環状燃焼器を使用するエンジンは、CFMインターナショナルCFM56です。現代のガスタービンエンジンのほぼすべては環状燃焼器を使用しており、同様に、ほとんどの燃焼器の研究開発はこのタイプの改良に重点を置いています。

標準的な環状燃焼器のバリエーションの 1 つに、二重環状燃焼器(DAC) があります。環状燃焼器と同様に、DAC は半径の周りに別々の燃焼ゾーンを持たない連続リングです。違いは、燃焼器がリングの周りに 2 つの燃焼ゾーン (パイロット ゾーンとメイン ゾーン) を持っていることです。パイロット ゾーンは単一の環状燃焼器のように機能し、低出力レベルで動作する唯一のゾーンです。高出力レベルではメイン ゾーンも使用され、燃焼器を通る空気と質量の流量が増加します。GE のこのタイプの燃焼器の実装は、NO _xと CO _{2 の}排出量の削減に重点を置いています。^[33] DAC の優れた図は Purdue から入手できます。二重環状燃焼器と同じ原理を拡張して、三重環状燃焼器と「多重環状」燃焼器が提案され、特許も取得されています。^{[34] [35]}

現代のガスタービン設計の推進要因の1つは排出量の削減であり、燃焼器はガスタービンの排出量の主な原因です。一般的に、ガスタービンエンジンからの排出物には、煙、二酸化炭素（CO ₂）、一酸化炭素（CO）、未燃焼炭化水素（UHC）、窒素酸化物（NO _x）の5つの主要な種類があります。^{[36] [37]}

煙は主に燃料と空気をより均一に混合することによって軽減されます。上記の燃料インジェクターのセクションで説明したように、現代の燃料インジェクター（エアブラスト燃料インジェクターなど）は燃料を均一に霧化し、局所的に燃料濃度が高くなる部分を排除します。ほとんどの現代のエンジンはこれらのタイプの燃料インジェクターを使用しており、基本的に無煙です。^[36]

二酸化炭素は燃焼プロセスの産物であり、主に燃料使用量の削減によって軽減されます。平均して、1kgのジェット燃料を燃焼すると3.2kgのCO2が発生します_。メーカーがガスタービンエンジンの全体的な効率を向上させるにつれて、二酸化炭素排出量は引き続き減少します。^[37]

未燃焼炭化水素（UHC）と一酸化炭素（CO）の排出は密接に関連しています。UHCは本質的に完全に燃焼しなかった燃料です。それらは主に低出力レベル（エンジンがすべての燃料を燃焼していないレベル）で生成されます。^[37] UHC含有量の多くは燃焼器内で反応してCOを形成するため、2種類の排出は密接に関連しています。この密接な関係の結果として、CO排出に最適化された燃焼器は本質的にUHC排出に最適化されているため、ほとんどの設計作業はCO排出に焦点を当てています。^[36]

一酸化炭素は燃焼の中間生成物であり、酸化によって除去されます。COとOHは反応してCO ₂とHを形成します。このプロセスはCOを消費しますが、比較的長い時間（「比較的」というのは、燃焼プロセスが信じられないほど速く起こるためです）、高温、高圧が必要です。この事実は、低CO燃焼器の滞留時間（基本的にガスが燃焼室内に存在する時間）が長いことを意味します。^[36]

COと同様に、窒素酸化物（NO _x）は燃焼ゾーンで生成されます。しかし、COとは異なり、NO x はCOが最も消費される条件（高温、高圧、長い滞留時間）で最も多く生成されます。これは、一般に、CO排出量を削減するとNO _xが増加し、その逆も同様であることを意味します。この事実は、ほとんどの排出量削減を成功させるには、いくつかの方法を組み合わせる必要があることを意味します。^[36]

アフターバーナー（またはリヒート）は、一部のジェットエンジン、主に軍用超音速航空機に搭載されるものに追加される部品です。その目的は、超音速飛行と離陸の両方において、推力を一時的に増加させることです（超音速航空機の設計に特有の高い翼面荷重により、離陸速度が非常に速くなるため）。軍用機では、追加推力は戦闘状況でも役立ちます。これは、タービンの下流（つまり後）のジェットパイプに追加の燃料を噴射して燃焼させることで実現されます。アフターバーニングの利点は、推力が大幅に増加することです。欠点は、燃料消費量が非常に多く非効率なことですが、通常使用される短期間であれば、これは許容できると見なされることが多いです。

ジェット エンジンは、アフターバーニングが使用されている場合はウェットで動作し、アフターバーニングなしで使用されている場合はドライで動作していると言われています。ウェットで最大推力を生み出すエンジンは、最大出力または最大再熱(エンジンが生成できる最大出力) です。ドライで最大推力を生み出すエンジンは、軍用出力または最大ドライです。

ガスタービンの主燃焼器と同様に、アフターバーナーにはケースとライナーの両方があり、主燃焼器と同じ役割を果たします。主燃焼器とアフターバーナーの大きな違いの 1 つは、温度上昇がタービンセクションによって制限されないことです。そのため、アフターバーナーの温度上昇は主燃焼器よりもはるかに高くなります。^[38]もう 1 つの違いは、アフターバーナーは主燃焼器ほど燃料を混合するように設計されていないため、すべての燃料がアフターバーナーセクション内で燃焼されるわけではないことです。^{[39]また、アフターバーナーでは、アフターバーナー内の空気の速度が炎を吹き消すのを防ぐために、}炎保持器を使用する必要があることがよくあります。これらは、燃料インジェクターのすぐ後ろにあるブラフボディまたは「V 字型ガター」であることが多く、主燃焼器のドームと同じように、局所的な低速の流れを作り出します。^[40]

ラムジェットエンジンは従来のガスタービンエンジンとは多くの点で異なりますが、原理はほとんど同じです。大きな違いの1つは、燃焼器の後に回転機械（タービン）がないことです。燃焼器の排気はノズルに直接供給されます。これにより、ラムジェット燃焼器はより高温で燃焼できます。もう1つの違いは、多くのラムジェット燃焼器がガスタービン燃焼器のようにライナーを使用しないことです。さらに、一部のラムジェット燃焼器は、より従来型ではなくダンプ燃焼器です。ダンプ燃焼器は燃料を噴射し、燃焼器内の大きな面積の変化によって生成される再循環に依存します（多くのガスタービン燃焼器のスワーラーではなく）。 ^{[41]とはいえ、多くのラムジェット燃焼器は、缶型燃焼器を使用した}RIM-8タロスミサイルで使用されたラムジェットの燃焼器など、従来のガスタービン燃焼器に似ています。^[42]

スクラムジェット（超音速 燃焼 ラムジェット）エンジンは、従来のガスタービンエンジン（スクラムジェットは一般に可動部品がほとんどないか全くないため、ガスタービンではない）とは燃焼器の状況が大きく異なります。スクラムジェット燃焼器は従来の燃焼器とは物理的にかなり異なりますが、燃料の混合や炎の保持など、多くの同じ設計上の課題に直面しています。しかし、その名前が示すように、スクラムジェット燃焼器は超音速流環境でこれらの課題に対処する必要があります。たとえば、マッハ5で飛行するスクラムジェットの場合、燃焼器に入る空気の流れは通常マッハ2になります。スクラムジェットエンジンの主な課題の1つは、燃焼器によって生成された衝撃波が上流の吸気口に伝わらないようにすることです。それが起こると、エンジンが始動しなくなり、推力の損失などの問題が発生する可能性があります。これを防ぐために、スクラムジェットエンジンは、燃焼ゾーンの直前にアイソレーターセクション（画像を参照）を備えている傾向があります。^[43]

• ジェットエンジンの部品

ウィキメディア・コモンズには、燃焼器に関連するメディアがあります。

注記

文献

• Flack, Ronald D. (2005)。「第 9 章: 燃焼器とアフターバーナー」。ジェット推進の基礎と応用。ケンブリッジ航空宇宙シリーズ。ニューヨーク、ニューヨーク: ケンブリッジ大学出版局。ISBN 978-0-521-81983-1。
• Henderson, Robert E.、Blazowski, William S. (1989)。「第 2 章: ターボ推進燃焼技術」。Oates, Gordon C. (編)。航空機推進システムの技術と設計。AIAA 教育シリーズ。ワシントン DC: アメリカ航空宇宙学会。ISBN 0-930403-24-X。
• Mattingly, Jack D.、Heiser, William H.、Pratt, David T. (2002)。「第 9 章: エンジン コンポーネント設計: 燃焼システム」。航空機エンジン設計。AIAA 教育シリーズ (第 2 版)。バージニア州レストン: アメリカ航空宇宙学会。ISBN 1-56347-538-3。

• Mattingly, Jack D. (2006)。「第 10 章: 吸気口、ノズル、燃焼システム」。推進力の要素: ガスタービンとロケット。AIAA教育シリーズ。バージニア州レストン: アメリカ航空宇宙学会。ISBN 1-56347-779-3。