JP2002022171A - 旋回安定化ミキサで燃焼器排出物を減らす方法と装置 - Google Patents

旋回安定化ミキサで燃焼器排出物を減らす方法と装置

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JP2002022171A JP2001130610A JP2001130610A JP2002022171A JP 2002022171 A JP2002022171 A JP 2002022171A JP 2001130610 A JP2001130610 A JP 2001130610A JP 2001130610 A JP2001130610 A JP 2001130610A JP 2002022171 A JP2002022171 A JP 2002022171A
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 ガスタービンエンジン用の燃焼器を、エンジ
ンの低出力、中間出力および高出力運転中、高い燃焼効
率と、低い一酸化炭素および亜酸化窒素排出レベルで作
用させる。 【解決手段】 燃焼器は少なくとも二つの燃料段を含む
燃料送給装置と、少なくとも一つの捕捉渦空洞と、捕捉
渦空洞の半径方向内方にある少なくとも一つのミキサア
センブリとを備えている。両燃料段はパイロット燃料回
路と主燃料回路とを含み、パイロット燃料回路は燃料噴
射器アセンブリ（９０）によって燃料を捕捉渦空洞に供
給し、そして主燃料回路も燃料噴射器アセンブリによっ
て燃料をミキサアセンブリに供給する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の背景】本発明は一般的には燃焼器に関し、特に
ガスタービン燃焼器に関する。
【０００２】世界的な空気汚染の懸念に対して米国内で
も国際的にも比較的厳しい排出基準が定められている。
航空機は米国環境保護庁（ＥＰＡ）と国際民間航空機関
（ＩＣＡＯ）の基準に従っている。これらの基準は、空
港付近における航空機からの窒素酸化物（ＮＯｘ）と未
燃焼炭化水素（ＨＣ）と一酸化炭素（ＣＯ）の排出を規
制するものであり、これらの排出物は都市の光化学スモ
ッグ問題をひき起こす。ほとんどの航空機エンジンは、
過去５０年間にわたるエンジン開発によって有用性が実
証されている燃焼器の技術と理論を用いることにより、
現今の排出基準に適合し得る。しかし、世界的な環境問
題はますます重大になりつつあるので、将来の排出基準
が現今の燃焼器技術の能力の範囲内に収まるという保証
はない。
【０００３】一般に、エンジン排出物は２種類、すなわ
ち、高い火炎温度によって発生するもの（ＮＯｘ）と、
燃料空気反応を不完全にする低い火炎温度によって発生
するもの（ＨＣとＣＯ）とに分類される。両種の汚染物
が最少になる小さな窓が存在する。しかし、この窓が有
効であるためには、反応物を良く混ぜなければならな
い。そうすれば、ＮＯｘが発生する高温スポットと、Ｃ
ＯとＨＣが発生する低温スポットなしに混合気全体にわ
たって均等な燃焼が発生する。高温スポットは、燃料と
空気の混合が、全ての燃料と空気が反応する時（すなわ
ち、生成物内に未燃の燃料と空気が存在しない時）の特
定比付近にあるところで発生する。この混合は化学量論
混合と呼ばれる。低温スポットは、過剰空気が存在する
場合（希薄燃焼と呼ばれる場合）か、あるいは過剰燃料
が存在する場合（濃密燃焼と呼ばれる場合）に発生し得
る。
【０００４】最新のガスタービン燃焼器は、高速空気を
微細噴霧燃料と混ぜる１０〜３０個のミキサを備えてい
る。これらのミキサは通常、スワーラの中心に配置され
た単一燃料噴射器からなり、スワーラは流入空気を旋回
させて保炎性と混合を良くする。燃料噴射器とミキサは
燃焼器ドームに配置される。
【０００５】一般に、ミキサ内の燃料空気比は濃密であ
る。ガスタービン燃焼器の全体的な燃焼器燃料空気比は
希薄であるから、追加空気が個別希釈孔を経て加えら
れ、その後燃焼器から流出する。噴射燃料の気化と混合
が燃焼前に必要であるドームと、空気が濃密ドーム混合
気に加えられる希釈孔の付近とで貧弱な混合と高温スポ
ットが発生する可能性がある。
【０００６】適当に設計された濃密ドーム燃焼器は、広
範な可燃限界を有する非常に安定な装置であり、そして
少量のＨＣおよびＣＯ排出物と、容認し得るＮＯｘ排出
物とを発生することができる。しかし、濃密ドーム燃焼
器には基本的な制限が存在する。なぜなら、濃密ドーム
混合気は化学量論的または最大ＮＯｘ発生域を通過した
後燃焼器を出なければならないからである。これは特に
重要である。なぜなら、最新ガスタービンの運転圧力比
（ＯＰＲ）はサイクル効率と密集性を改善すると増加す
るので、燃焼器入口温度および圧力がＮＯｘ発生率を顕
著に高めるからである。排出基準がより厳重になりそし
てＯＰＲが増加するにつれ、伝統的な濃密ドーム燃焼器
がその要求に適合していけるとは思われない。
【０００７】当該技術の一つの希薄ドーム燃焼器は二重
環状燃焼器（ＤＡＣ）と呼ばれる。なぜなら、それは各
燃料ノズルに２つの半径方向に重ね合わせたミキサを備
え、これらのミキサは、燃焼器の前から見ると、２つの
環状リングのように見えるからである。追加列のミキサ
は、相異なる状態での運転のための調整を可能にする。
緩速時には、外側ミキサに燃料供給がなされ、これは、
緩速状態で効率良く作用するように設計される。より高
い出力時には、両方のミキサに燃料供給がなされ、燃料
と空気の大部分が内側環状域に供給され、これは、比較
的高い出力で最も効率良くかつ少ない排出量で作用する
ように設計される。ミキサは各ドームでの最適作用に対
して調整されているので、ドーム間の境界は大きな区域
にわたってＣＯ反応を抑制し、これによりこれらの設計
のＣＯは同様の濃密ドーム単一環状燃焼器（ＳＡＣ）よ
り多くなる。このような燃焼器は低出力排出物と高出力
ＮＯｘとの妥協の産物である。
【０００８】他の公知の設計は、希薄ドーム燃焼器の使
用により、上述の問題を軽減する。別々のドームにおい
てパイロット段と主段とを分けそしてその境界において
かなりのＣＯ抑制域を設ける代わりに、ミキサが同装置
内に、同心ではあるが別々のパイロット空気流と主空気
流を発生する。しかし、低出力ＣＯ／ＨＣおよび煙排出
の同時制御はこのような設計では困難である。なぜな
ら、燃料と空気の混合を増進すると、しばしば多量のＣ
Ｏ／ＨＣ排出物が発生するからである。旋回主空気は当
然パイロット火炎を同伴してそれを吹き消そうとする。
燃料噴霧が主空気に混入することを防ぐために、パイロ
ットは狭角噴霧を発生する。その結果、低旋回数流れに
特有の長い噴流火炎が生じる。このようなパイロット火
炎は多量の煙、一酸化炭素および炭化水素排出物を発生
しそして安定性が低い。
【０００９】
【発明の概要】一実施例において、ガスタービンエンジ
ン用の燃焼器が、エンジンの低出力、中間出力および高
出力運転中、高い燃焼効率と、少ない一酸化炭素、亜酸
化窒素および煙排出量で作用する。燃焼器には燃料送給
装置が含まれ、少なくとも二つの燃料段と、少なくとも
一つの捕捉渦空洞と、捕捉渦空洞の半径方向内方にある
少なくとも一つのミキサアセンブリとを備えている。両
燃料段はパイロット燃料回路と主燃料回路とを含み、パ
イロット燃料回路は燃料噴射器アセンブリによって燃料
を捕捉渦空洞に供給し、そして主燃料回路も燃料噴射器
アセンブリによって燃料をミキサアセンブリに供給す
る。
【００１０】低出力運転中、燃焼器はパイロット燃料回
路だけを用いて作用し、そして燃料は捕捉渦空洞に供給
される。捕捉渦空洞内に発生した燃焼ガスは旋回し、そ
して混合気が燃焼室に入る前に混合気を安定化する。混
合気は低出力運転中安定化するので、燃焼器作用効率が
維持されそして排出物が制御される。増大出力運転中、
燃焼器は主燃料回路を用いて作用し、そして燃料は捕捉
渦空洞とミキサアセンブリとに供給される。ミキサアセ
ンブリは燃料を燃焼器全体にわたって均等に分散し、従
って、燃焼室内の火炎温度を減らす。その結果、エンジ
ンの低出力、中間出力および高出力運転中、少ない一酸
化炭素、亜酸化窒素および煙排出量を制御し維持しなが
ら高い燃焼効率で作用する燃焼器が設けられる。
【００１１】
【発明の詳述】図１はガスタービンエンジン１０の概略
図であり、エンジン１０は低圧圧縮機１２と高圧圧縮機
１４と燃焼器１６を含み、さらに高圧タービン１８と低
圧タービン２０を含んでいる。
【００１２】運転中、空気が低圧圧縮機１２を通流しそ
して圧縮空気が低圧圧縮機１２から高圧圧縮機１４に供
給され、高度に圧縮された空気が燃焼器１６に送給され
る。燃焼器１６からの気流（図１に示してない）がター
ビン１８、２０を駆動する。
【００１３】図２は図１に示したエンジン１０のような
ガスタービンエンジン用の燃焼器３０の断面図である。
一実施例において、ガスタービンエンジンは、オハイオ
州シンシナティのゼネラル・エレクトリック・カンパニ
イから市販されているＧＥＦ４１４エンジンである。燃
焼器３０は環状外側ライナ４０と、環状内側ライナ４２
と、外側ライナ４０と内側ライナ４２との間に延在する
ドーム付き入口端４４とを含んでいる。ドーム付き入口
端４４は低面積比ディフューザの形状を有する。
【００１４】外側ライナ４０と内側ライナ４２は燃焼器
ケーシング４６から半径方向内方に隔てられそして燃焼
室４８を画成している。燃焼器ケーシング４６は概して
環状であり、そして圧縮機、例えば、図１に示した圧縮
機１４の出口５０から下流方向に延在する。燃焼室４８
は概して環状でありそしてライナ４０、４２の半径方向
内側に配置されている。外側ライナ４０と燃焼器ケーシ
ング４６は外側通路５２を画成し、そして内側ライナ４
２と燃焼器ケーシング４６は内側通路５４を画成してい
る。外側ライナ４０と内側ライナ４２は、ディフューザ
４８の下流に配置されたタービン入口ノズル５８まで延
在する。
【００１５】捕捉渦空洞７０がドーム付き入口端４４の
すぐ下流において外側ライナ４０の一部分７２の内側に
設けられている。捕捉渦空洞７０は長方形断面輪郭を有
し、そして捕捉渦空洞７０は燃焼室４８内に開いている
ので、空洞７０は後壁７４と、上流壁７６と、後壁７４
と上流壁７６との間に延在する外壁７８だけを備えてい
る。代替実施例では、捕捉渦空洞７０は長方形でない断
面輪郭を有する。別の代替実施例では、捕捉渦空洞７０
は丸み付きコーナを有する。外壁７８は外側ライナ４０
とほぼ平行であり、そして外側ライナ４０から距離８０
だけ半径方向外方に離れている。コーナブラケット８２
が捕捉渦空洞後壁７４と燃焼器外側ライナ４０との間に
延在しそして後壁７４を外側ライナ４０に固定してい
る。捕捉渦空洞の上流壁７６と後壁７４と外壁７８はそ
れぞれ複数の通路（図示せず）と複数の開口（図示せ
ず）を有し、空気を捕捉渦空洞７０に入れることができ
る。
【００１６】捕捉渦空洞上流壁７６はまた、燃料噴射器
アセンブリ９０を受入れるような寸法の開口８６を有す
る。燃料噴射器アセンブリ９０は、燃焼室４８を画成し
ている燃焼室上流壁９２の上流で燃焼器ケーシング４６
を半径方向内方に貫通している。燃焼室上流壁９２は燃
焼器内側ライナ４２と捕捉渦空洞上流壁７６との間に延
在しそして開口９４を有する。燃焼室上流壁９２は捕捉
渦空洞上流壁７６と実質的に同平面にありそして燃焼器
内側ライナ４２に対してほぼ垂直である。
【００１７】燃焼器上流壁開口９４はミキサアセンブリ
９６を受入れるような寸法を有する。ミキサアセンブリ
９６は燃焼室上流壁９２に取付けられ、ミキサアセンブ
リの対称軸線９８が燃焼室４８の対称軸線９９とほぼ同
軸であるようになっている。ミキサアセンブリ９６は概
して筒形であって環状断面輪郭（図示せず）を有しそし
て外壁１００を備え、この外壁は上流部分１０２と下流
部分１０４を有する。
【００１８】ミキサアセンブリ外壁上流部分１０２は実
質的に筒形であり、燃料噴射器アセンブリ９０を受入れ
るように定められた直径１０６を有する。ミキサアセン
ブリ外壁下流部分１０４は上流部分１０２から燃焼器上
流壁開口９４まで延在しそしてミキサアセンブリ対称軸
線９８に向かって先細になっている。従って、上流壁開
口９４の直径１１０は上流部分直径１０６より小さい。
【００１９】ミキサアセンブリ９６はスワーラ１１２を
含み、このスワーラはミキサアセンブリ９６内に周方向
に延在する。スワーラ１１２は取入れ側１１４と出口側
１１６とを有する。スワーラ１１２はミキサアセンブリ
外壁上流部分１０２の内面１１８に隣接して配置され、
スワーラ取入れ側１１４がミキサアセンブリ外壁上流部
分１０２の前縁１２０と実質的に同平面にあるようにな
っている。スワーラ１１２は、燃料噴射器アセンブリ９
０を受入れるように定められた内径１２２を有する。一
実施例において、スワーラ１１２は単一軸流スワーラで
ある。代替実施例において、スワーラ１１２は半径方向
スワーラである。
【００２０】燃料噴射器アセンブリ９０は、燃焼器ケー
シング４６の開口１３０を通って燃焼器３０内に半径方
向内方に延在する。燃料噴射器アセンブリ９０はドーム
付き入口端４４とミキサアセンブリ９６との間に配置さ
れそしてパイロット燃料噴射器１４０と主燃料噴射器１
４２とを含んでいる。主燃料噴射器１４２はパイロット
燃料噴射器１４０の半径方向内方にありそしてミキサア
センブリ９６内に配置されており、主燃料噴射器対称軸
線１４４がミキサアセンブリ対称軸線９８と実質的に同
軸であるようになっている。詳述すると、主燃料噴射器
１４２は次のように、すなわち、主燃料噴射器１４２の
取入れ側１４６がミキサアセンブリ９６の上流にありそ
して主燃料噴射器１４２の後端部１４８がスワーラ１１
２の半径方向内側でミキサアセンブリ９６を貫通して燃
焼器上流壁開口９４に向かって延在するように配置され
ている。従って、主燃料噴射器１４２は、スワーラ内径
１２２よりわずかに小さな直径１５０を有する。
【００２１】パイロット燃料噴射器１４０は主燃料噴射
器１４２の半径方向外方にありそして捕捉渦空洞上流壁
開口８６の上流に配置されている。詳述すると、パイロ
ット燃料噴射器１４０は、パイロット燃料噴射器１４０
の後端１５４が開口８６に近接するように配置されてい
る。
【００２２】燃料送給装置１６０が燃料を燃焼器３０に
供給し、そしてパイロット燃料回路１６２と主燃料回路
１６４とを含み、燃焼器３０内で発生する亜酸化窒素排
出物を制御する。パイロット燃料回路１６２は燃料噴射
器アセンブリ９０により燃料を捕捉渦空洞７０に供給
し、そして主燃料回路１６４は燃料噴射器アセンブリ９
０により燃料をミキサアセンブリ９６に供給する。運転
中、ガスタービンエンジン１０が始動されそして緩速運
転状態で運転されると、燃料と空気が燃焼器３０に供給
される。ガスタービン緩速運転状態中、燃焼器３０は運
転のためにパイロット燃料段だけを用いる。パイロット
燃料回路１６２はパイロット燃料噴射器１４０によって
燃料を燃焼器捕捉渦空洞７０内に噴射する。同時に、空
気流が後壁と上流壁と外壁それぞれの空気通路を経て捕
捉渦空洞７０に入り、またスワーラ１１２を経てミキサ
アセンブリ９６に入る。捕捉渦空洞空気通路によって集
合したシート状の空気が形成され、噴射された燃料と急
速に混合し、そして燃料が後壁７４、上流壁７６または
外壁７８に沿って境界層を形成することを防止する。
【００２３】捕捉渦空洞７０内で発生した燃焼ガス１８
０が反時計方向運動をなすように旋回し、そして燃焼室
４８に入る空燃混合気用の連続的な点火および安定化の
源となる。ミキサアセンブリスワーラ１１２を通って燃
焼室４８に入る空気流１８２は空燃混合率を増大して、
実質的に近化学量論的な火炎域（図示せず）が燃焼室４
８内で短い在留時間で伝搬することを可能にする。混合
増大と、燃焼室４８内の短いバルク在留時間との結果、
燃焼室４８内に発生する亜酸化窒素排出物が減少する。
【００２４】パイロット燃料段だけを利用すると、燃焼
器３０は低出力運転の効率を保つことができ、そしてエ
ンジン低出力運転中に燃焼器３０を出る排出物を制御し
て最少にすることができる。パイロット火炎は、ガスタ
ービン始動状態から全般的に燃料供給を受ける噴霧拡散
火炎である。ガスタービンエンジン１０が緩速運転状態
から増大出力運転状態に加速されるにつれ、追加燃料と
追加空気が燃焼器３０内に導かれる。パイロット燃料段
に加えて、増大出力運転状態中、ミキサアセンブリ９６
が燃料噴射器アセンブリ９０と主燃料回路１６４とによ
って主燃料段で燃料を供給される。
【００２５】ミキサアセンブリスワーラ１１２から燃焼
室４８に入る空気流１８２は、燃焼室４８内に噴射され
た燃料の周囲を旋回して空燃混合気の完全混合を可能に
する。旋回空気流１８２は、ミキサアセンブリ９６を経
て燃焼室４８に入る燃料と空気と、捕捉渦空洞７０を経
て燃焼室４８に入る燃料と空気の空燃混合率を増大す
る。増大した空燃混合率の結果、燃焼が改善され、そし
て燃焼器３０は、他の公知の燃焼器より少ない燃料噴射
器アセンブリ９０を用いて働かせることができる。さら
に、燃焼が改善されそしてミキサアセンブリ９６が燃料
を燃焼器３０全体にわたって均等に分布させるので、燃
焼室４８内の火炎温度が低下し、従って、燃焼器３０内
に発生する亜酸化窒素の量が減少する。また、捕捉渦空
洞火炎がミキサ火炎の点火と安定化に役立つ。従って、
ミキサアセンブリ９６は希薄燃料空気比で作用し得る。
その結果、ミキサアセンブリ９６内の火炎温度と亜酸化
窒素の発生が低減し、そしてミキサアセンブリ９６は希
薄燃料空気比装置として燃料供給を受けることができ
る。
【００２６】図３は、ガスタービンエンジン、例えば、
図１に示したエンジン１０で用い得る燃焼器の代替実施
例２００の断面図である。燃焼器２００は図２に示した
燃焼器３０とほぼ同様であり、そして燃焼器３０の構成
部と同等である燃焼器２００の構成部は、図３では、図
２で用いた符号と同じ符号で表されている。従って、燃
焼器２００はライナ４０、４２と、ドーム付き入口端４
４と、捕捉渦空洞７０と、ミキサアセンブリ９６を含ん
でいる。燃焼器２００はまた第２捕捉渦空洞２０２と燃
料噴射器アセンブリ２０４と燃料送給装置２０６を含ん
でいる。
【００２７】捕捉渦空洞２０２はドーム付き入口端４４
のすぐ下流において内側ライナ４２の一部分に設けられ
ている。捕捉渦空洞２０２は捕捉渦空洞７０とほぼ同様
であり、長方形断面輪郭を有する。代替実施例では、捕
捉渦空洞２０２は長方形でない断面輪郭を有する。別の
代替実施例では、捕捉渦空洞２０２は丸み付きコーナを
有する。捕捉渦空洞２０２は燃焼室４８内に開いている
ので、空洞２０２は後壁２１２と、上流壁２１４と、後
壁２１２と上流壁２１４との間に延在する外壁２１６だ
けを備えている。外壁２１６は内側ライナ４２とほぼ平
行であり、そして内側ライナ４２から距離２２０だけ半
径方向外方に離れている。コーナブラケット２２２が捕
捉渦空洞後壁２１２と燃焼器内側ライナ４２との間に延
在しそして後壁２１２を内側ライナ４２に固定してい
る。捕捉渦空洞上流壁２１４と後壁２１２と外壁２１６
はそれぞれ複数の通路（図示せず）と複数の開口（図示
せず）を有し、空気を捕捉渦空洞２０２に入れることが
できる。
【００２８】捕捉渦空洞上流壁２１４はまた、燃料噴射
器アセンブリ２０４を受入れるような寸法の開口２２４
を有する。燃料噴射器アセンブリ２０４は燃料噴射器ア
センブリ９０（図２参照）とほぼ同様であり、パイロッ
ト燃料噴射器１４０と主燃料噴射器１４２とを含んでい
る。燃料噴射器アセンブリ２０４はまた、主燃料噴射器
１４２の半径方向内方にある第２パイロット燃料噴射器
２３０を含んでいる。第２パイロット燃料噴射器２３０
は第１パイロット燃料噴射器１４０とほぼ同様であり、
そして捕捉渦空洞上流壁開口２２４の上流に配置されて
いる。詳述すると、第２パイロット燃料噴射器２３０は
次のように、すなわち、第２パイロット燃料噴射器２３
０の取入れ側１５２がミキサアセンブリ９６の上流にあ
りそして第２パイロット燃料噴射器２３０の後端１５４
が開口２２４に近接するように配置されている。
【００２９】燃料送給装置２０６は燃料を燃焼器２００
に供給し、そしてパイロット燃料回路２４０と主燃料回
路２４２とを含んでいる。パイロット燃料回路２４０は
燃料噴射器アセンブリ２０４により燃料を捕捉渦空洞７
０、２０２に供給し、そして主燃料回路２４２は燃料噴
射器アセンブリ２０４により燃料をミキサアセンブリ９
６に供給する。また、燃料送給装置２０６にはパイロッ
ト燃料段と主燃料段が含まれ、燃焼器２００内で発生す
る亜酸化窒素排出物の制御に用いられる。
【００３０】運転中、ガスタービンエンジン１０が始動
されそして緩速運転状態で運転されると、燃料と空気が
燃焼器２００に供給される。ガスタービン緩速運転状態
中、燃焼器２００は運転のためにパイロット燃料段だけ
を用いる。パイロット燃料回路２４０はパイロット燃料
噴射器１４０、２３０によって燃料を燃焼器捕捉渦空洞
７０、２０２それぞれに噴射する。同時に、空気流が後
壁と上流壁と外壁それぞれの空気通路を経て捕捉渦空洞
７０、２０２に入り、またスワーラ１１２を経てミキサ
アセンブリ９６に入る。捕捉渦空洞空気通路によって集
合したシート状の空気が形成され、噴射された燃料と急
速に混合し、そして燃料が捕捉渦空洞７０、２０２内に
境界層を形成することを防止する。
【００３１】捕捉渦空洞７０、２０２内で発生した燃焼
ガス１８０が反時計方向運動をなすように旋回し、そし
て燃焼室４８に入る空燃混合気用の連続的な点火および
安定化の源となる。ミキサアセンブリスワーラ１１２を
通って燃焼室４８に入る空気流１８２は空燃混合率を増
大して、実質的に近化学量論的な火炎域（図示せず）が
燃焼室４８内で短い在留時間で伝搬することを可能にす
る。混合増大と、燃焼室４８内の短いバルク在留時間と
の結果、燃焼室４８内に発生する亜酸化窒素排出物が減
少する。
【００３２】パイロット燃料段だけを利用すると、燃焼
器２００は低出力運転の効率を保つことができ、そして
エンジン低出力運転中に燃焼器２００を出る排出物を制
御して最少にすることができる。パイロット火炎は、ガ
スタービン始動状態から全般的に燃料供給を受ける噴霧
拡散火炎である。ガスタービンエンジン１０が緩速運転
状態から増大出力運転状態に加速されるにつれ、追加燃
料と追加空気が燃焼器２００内に導かれる。パイロット
燃料段に加えて、増大出力運転状態中、ミキサアセンブ
リ９６が燃料噴射器アセンブリ２０４と主燃料回路２４
２とによって主燃料段で燃料を供給される。
【００３３】ミキサアセンブリスワーラ１１２から燃焼
室４８に入る空気流１８２は、燃焼室４８内に噴射され
た燃料の周囲を旋回して空燃混合気の完全混合を可能に
する。旋回空気流１８２は、ミキサアセンブリ９６を経
て燃焼室４８に入る燃料と空気と、捕捉渦空洞７０、２
０２を経て燃焼室４８に入る燃料と空気の空燃混合率を
増大する。増大した空燃混合率の結果、燃焼が改善さ
れ、そして燃焼器２００は、他の公知の燃焼器より少な
い燃料噴射器アセンブリ２０４を用いて働かせることが
できる。さらに、燃焼が改善されそしてミキサアセンブ
リ９６が燃料を燃焼器２００全体にわたって均等に分布
させるので、燃焼室４８内の火炎温度が低下し、従っ
て、燃焼器２００内に発生する亜酸化窒素の量が減少す
る。また、捕捉渦空洞火炎がミキサ火炎の点火と安定化
に役立つ。従って、ミキサアセンブリ９６は希薄燃料空
気比で作用し得る。その結果、ミキサアセンブリ９６内
の火炎温度と亜酸化窒素の発生が低減し、そしてミキサ
アセンブリ９６は希薄燃料空気比装置として燃料供給を
受けることができる。
【００３４】図４は、ガスタービンエンジン、例えば、
図１に示したエンジン１０で用い得る燃焼器の代替実施
例３００の断面図である。燃焼器３００は図３に示した
燃焼器２００とほぼ同様であり、そして燃焼器２００の
構成部と同等である燃焼器３００の構成部は、図４で
は、図３で用いた符号と同じ符号で表されている。従っ
て、燃焼器３００はライナ４０、４２と、ドーム付き入
口端４４と、捕捉渦空洞７０を含んでいる。燃焼器３０
０はまた第２捕捉渦空洞２０２と、燃料噴射器アセンブ
リ３０４と、燃料送給装置３０６と、第１ミキサアセン
ブリ３０８と、第２ミキサアセンブリ３１０を含んでい
る。
【００３５】燃焼器上流壁開口９４はミキサアセンブリ
３０８、３１０を受入れるような寸法を有する。ミキサ
アセンブリ３０８、３１０はミキサアセンブリ９６（図
３、図４参照）とほぼ同様であり、各ミキサアセンブリ
は前縁３２０と、後縁３２２と、対称軸線３２４とを含
んでいる。ミキサアセンブリ３０８、３１０は、前縁３
２０が実質的に同平面にありそして後縁３２２も実質的
に同平面にあるように配置されている。加えて、ミキサ
アセンブリ３０８、３１０は、両ミキサアセンブリが燃
焼室対称軸線９９に関して対称的であるように、燃焼室
上流壁９２に取付けられている。
【００３６】各ミキサアセンブリ３０８、３１０はまた
スワーラ３３０とベンチュリ３３２を含んでいる。スワ
ーラ３３０はスワーラ１１２（図２と図３参照）とほぼ
同様であり、そして燃料噴射器アセンブリ３０４を受入
れるように定められた内径３３４を有する。スワーラ３
３０はミキサアセンブリベンチュリ３３２に隣接してい
る。一実施例において、スワーラ３３０は単一軸流スワ
ーラである。代替実施例において、スワーラ３３０は半
径方向スワーラである。スワーラ３３０により、ミキサ
アセンブリ３０８、３１０を通流する空気が旋回し、こ
れにより燃料と空気が完全に混合した後燃焼室４８に入
る。一実施例において、スワーラ３３０は空気流を反時
計方向に旋回させる。他の実施例において、スワーラ３
３０は空気流を時計方向に旋回させる。さらに別の実施
例では、スワーラ３３０は空気流を反時計方向と時計方
向に旋回させる。
【００３７】ベンチュリ３３２は環状でありそしてスワ
ーラ３３０の半径方向外方にある。ベンチュリ３３２は
平坦部分３４０と先細部分３４２と末広部分３４４とを
有する。平坦部分３４０はスワーラ３３０の半径方向外
側にあり同スワーラに隣接している。先細部分３４２は
平坦部分３４０からベンチュリ頂部３４６まで半径方向
内方に延在する。末広部分３４４はベンチュリ頂部３４
６からベンチュリ３３２の後縁３５０まで半径方向外方
に延在する。代替実施例では、ベンチュリ３３２は先細
部分３４２だけを含み、末広部分３４４を含まない。
【００３８】燃料噴射器アセンブリ３０４は燃料噴射器
アセンブリ２０４（図３参照）とほぼ同様であり、パイ
ロット燃料噴射器１４０と主燃料噴射器１４２と第２パ
イロット燃料噴射器２３０を含んでいる。また、燃料噴
射器アセンブリ３０４には第２主燃料噴射器３６０が含
まれ、主燃料噴射器１４２の半径方向内方にそして主燃
料噴射器１４２と第２パイロット燃料噴射器２３０との
間に存在する。
【００３９】第２主燃料噴射器３６０は第１主燃料噴射
器１４２と同等でありそして燃焼器上流壁開口９４の上
流に配置されており、第２主燃料噴射器３６０はミキサ
アセンブリ対称軸線３２４と実質的に同軸である。詳述
すると、第２主燃料噴射器３６０は次のように、すなわ
ち、第２主燃料噴射器３６０の取入れ側１４７がミキサ
アセンブリ３１０の上流にありそして第２主燃料噴射器
３６０の後端部１４８がスワーラ３３０の半径方向内側
でミキサアセンブリ３１０を貫通して燃焼器上流壁開口
９４に向かって延在するように配置されている。
【００４０】第１主燃料噴射器１４２は燃焼器上流壁開
口９４の上流に配置されており、ミキサアセンブリ対称
軸線３２４と実質的に同軸である。詳述すると、第１主
燃料噴射器１４２は次のように、すなわち、第１主燃料
噴射器１４２の取入れ側１４６がミキサアセンブリ３０
８の上流にありそして第１主燃料噴射器１４２の後端部
１４８がスワーラ３３０の半径方向内側でミキサアセン
ブリ３０８を貫通して燃焼器上流壁開口９４に向かって
延在するように配置されている。
【００４１】燃料送給装置３０６は燃料を燃焼器３００
に供給し、そしてパイロット燃料回路３７０と主燃料回
路３７２とを含んでいる。パイロット燃料回路３７０は
燃料噴射器アセンブリ３０４により燃料を捕捉渦空洞７
０、２０２に供給し、そして主燃料回路３７２は燃料噴
射器アセンブリ３０４により燃料をミキサアセンブリ３
０８、３１０に供給する。また、燃料送給装置３０６に
はパイロット燃料段と主燃料段が含まれ、燃焼器３００
内で発生する亜酸化窒素排出物の制御に用いられる。
【００４２】上述の燃焼器は費用削減に有効でありそし
て信頼性が高い。この燃焼器は少なくとも一つのミキサ
アセンブリと、少なくとも一つの捕捉渦空洞と、少なく
とも二つの燃料回路を含む燃料送給装置とを含んでい
る。緩速出力運転状態中、燃焼器は、燃料を捕捉渦空洞
に供給する一つの燃料回路だけで作用する。パイロット
燃料段により、燃焼器は排出物を最少にしながら低出力
運転効率を維持することができる。増大出力運転状態中
は、燃焼器は両燃料回路を使用し、そして燃料が燃焼器
全体にわたって均等に分散される。その結果、火炎温度
が低下しそして燃焼が改善される。従って、燃焼器は燃
焼効率が高く、そして一酸化炭素、亜酸化窒素および煙
排出物が少ない。
【００４３】本発明を様々な特定実施例に関して説明し
たが、本発明の実施に当たり、本発明の範囲内で改変が
可能であることはもちろんである。
【図面の簡単な説明】
【図１】燃焼器を含むガスタービンエンジンの概略図で
ある。
【図２】図１に示したガスタービンエンジンで用いる燃
焼器の断面図である。
【図３】図２に示した燃焼器の代替実施例の断面図であ
る。
【図４】図２に示した燃焼器の第２代替実施例の断面図
である。
【符号の説明】
１０ ガスタービンエンジン １６ 燃焼器 ３０ 燃焼器 ４０ 外側ライナ ４２ 内側ライナ ７０ 捕捉渦空洞 ９０ 燃料噴射器アセンブリ ９６ ミキサアセンブリ １１２ スワーラ １４０ パイロット燃料噴射器 １４２ 主燃料噴射器 １６０ 燃料送給装置 １６２ パイロット燃料回路 １６４ 主燃料回路 ２００ 燃焼器 ２０２ 第２捕捉渦空洞 ２０４ 燃料噴射器アセンブリ ２０６ 燃料送給装置 ２３０ 第２パイロット燃料噴射器 ２４０ パイロット燃料回路 ２４２ 主燃料回路 ３００ 燃焼器 ３０４ 燃料噴射器アセンブリ ３０６ 燃料送給装置 ３０８ 第１ミキサアセンブリ ３１０ 第２ミキサアセンブリ ３３０ スワーラ ３３２ ベンチュリ ３６０ 第２主燃料噴射器 ３７０ パイロット燃料回路 ３７２ 主燃料回路
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ロバート・アンドリュー・ウェード アメリカ合衆国、ミシガン州、ディアボー ン、ロング・ブールヴァール、22204番 (72)発明者 ヒュカム・チャンド・モンギア アメリカ合衆国、オハイオ州、ウエスト・ チェスター、キングフィッシャー・レー ン、8006番 (72)発明者 デビッド・ルイ・ブルス アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ ィ、ブランディワイン・レーン、10652番

Claims (20)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 少なくとも一つの捕捉渦空洞（７０）
    と、少なくとも一つのミキサアセンブリ（９６）とを含
    む燃焼器（１６）を用いてガスタービンエンジン（１
    ０）からの排出物の量を減らす方法であって、少なくと
    も二つの燃料段を含む燃料装置（１６０）を用いて燃料
    を前記燃焼器内に噴射する段階と、空気流を前記燃焼器
    内に導き、前記空気流の一部分が前記ミキサアセンブリ
    に供給されそして前記空気流の一部分が前記捕捉渦空洞
    に供給されるようにする段階とからなる方法。
  2. 【請求項２】 前記燃料装置（１６０）はパイロット燃
    料段（１６２）と、主燃料段（１６４）と、前記パイロ
    ット燃料段と前記主燃料段とに連通する燃料噴射器（９
    ０）とを含み、前記パイロット燃料段は前記主燃料段の
    半径方向内方にあり、前記燃料噴射段階は、前記パイロ
    ット燃料段だけを用いて燃料を前記燃焼器（１６）内に
    噴射する段階をさらに含む、請求項１記載の方法。
  3. 【請求項３】 前記二つの燃料段はパイロット燃料段
    （１６２）と、主燃料段（１６４）と、前記パイロット
    燃料段と前記主燃料段とに連通する燃料噴射器（９０）
    とを含み、前記パイロット燃料段は前記主燃料段の半径
    方向内方にあり、前記燃料噴射段階は、前記パイロット
    燃料段と前記主燃料段とを用いて燃料を前記燃焼器（１
    ６）内に噴射する段階をさらに含む、請求項１記載の方
    法。
  4. 【請求項４】 前記燃焼器（１６）は少なくとも二つの
    捕捉渦空洞（７０、２０２）を含み、前記燃料噴射段階
    はさらに、エンジン緩速出力運転状態中燃料を前記両捕
    捉渦空洞内だけに噴射する段階と、エンジン（１０）増
    大出力運転状態中燃料を前記ミキサアセンブリ（９６）
    内と前記両捕捉渦空洞内とに噴射する段階とを含む、請
    求項１記載の方法。
  5. 【請求項５】 前記燃焼器（１６）は少なくとも二つの
    捕捉渦空洞（７０、２０２）と少なくとも二つのミキサ
    アセンブリ（３０８、３１０）とを含み、前記両捕捉渦
    空洞は前記両ミキサアセンブリの半径方向外方にあり、
    前記燃料噴射段階はさらに、エンジン（１０）緩速出力
    運転中燃料を前記両捕捉渦空洞内に噴射する段階を含
    む、請求項１記載の方法。
  6. 【請求項６】 燃料を前記燃焼器（１６）内に噴射する
    前記段階は、さらに、燃料を前記両ミキサアセンブリ
    （３０８、３１０）内と前記両捕捉渦空洞（７０、２０
    ２）内に噴射する段階を含む、請求項５記載の方法。
  7. 【請求項７】 少なくとも二つの燃料段を含む燃料装置
    （１６０）と、少なくとも一つの捕捉渦空洞（７０）で
    あって、前記両燃料段の第１段が燃料を該捕捉渦空洞に
    供給するように構成されている捕捉渦空洞（７０）と、
    前記捕捉渦空洞の半径方向内方にある少なくとも一つの
    ミキサアセンブリ（９６）であって、前記両燃料段の第
    ２段が燃料を該ミキサアセンブリに供給するように構成
    されているミキサアセンブリ（９６）とを含むガスター
    ビン（１０）用燃焼器（１６）。
  8. 【請求項８】 前記燃料装置（１６０）と連通する少な
    くとも一つの燃料噴射器（９０）をさらに含み、前記燃
    料噴射器は燃料を前記捕捉渦空洞（７０）と前記ミキサ
    アセンブリ（９６）とに供給するように構成されてい
    る、請求項７記載の燃焼器（１６）。
  9. 【請求項９】 前記ガスタービンエンジン（１０）は定
    格出力を有し、前記燃料装置（１６０）は、さらに、前
    記ガスタービンエンジンが定格エンジン出力の所定割合
    以下で作動する時、燃料を前記捕捉渦空洞（７０）にだ
    け供給するように構成されている、請求項７記載の燃焼
    器（１６）。
  10. 【請求項１０】 前記燃料装置（１６０）は、さらに、
    前記ガスタービンエンジン（１０）が定格エンジン出力
    の所定割合以上で作動する時、燃料を前記ミキサアセン
    ブリ（９６）と前記捕捉渦空洞（７０）とに供給するよ
    うに構成されている、請求項９記載の燃焼器（１６）。
  11. 【請求項１１】 少なくとも二つの捕捉渦空洞（７０、
    ２０２）をさらに含み、該両燃料段の第１段が燃料を前
    記両捕捉渦空洞に供給するように構成されている、請求
    項７記載の燃焼器（１６）。
  12. 【請求項１２】 少なくとも二つのミキサアセンブリ
    （３０８、３１０）と少なくとも二つの捕捉渦空洞（７
    ０、２０２）とをさらに含み、前記両ミキサアセンブリ
    は前記両渦空洞の半径方向内方にある、請求項７記載の
    燃焼器（１６）。
  13. 【請求項１３】 前記の少なくとも一つのミキサアセン
    ブリ（９６）の半径方向外方にある燃焼器ライナをさら
    に含み、前記燃焼器ライナは外側ライナ（４０）と内側
    ライナ（４２）とからなる、請求項７記載の燃焼器（１
    ６）。
  14. 【請求項１４】 前記の少なくとも一つの捕捉渦空洞
    （７０）は前記燃焼器外側ライナ（４０）の一部分（７
    ２）によって画成されている、請求項１３記載の燃焼器
    （１６）。
  15. 【請求項１５】 燃焼器（１６）を含み、この燃焼器は
    燃料装置（１６０）と、少なくとも一つの捕捉渦空洞
    （７０）と、少なくとも一つのミキサアセンブリ（９
    ６）とを含み、前記燃料装置は少なくとも第１段と第２
    段を含み、前記第１段は燃料を前記捕捉渦空洞に供給す
    るように構成されており、前記第２段は燃料を前記ミキ
    サアセンブリに供給するように構成されている、ガスタ
    ービンエンジン（１０）。
  16. 【請求項１６】 前記燃料装置（１６０）は、さらに、
    燃料を前記捕捉渦空洞（７０）と前記ミキサアセンブリ
    （９６）とに供給するように構成されている少なくとも
    一つの燃料噴射器（９０）を含む、請求項１５記載のガ
    スタービンエンジン（１０）。
  17. 【請求項１７】 前記ガスタービンエンジン（１０）は
    定格出力を有し、前記燃料装置（１６０）は、さらに、
    前記ガスタービンエンジンが定格エンジン出力の所定割
    合以下で作動する時、燃料を前記捕捉渦空洞（７０）に
    だけ供給するように構成されており、前記燃料装置は、
    さらに、前記ガスタービンエンジンが定格エンジン出力
    の所定割合以上で作動する時、燃料を前記ミキサアセン
    ブリ（９６）と前記捕捉渦空洞とに供給するように構成
    されている、請求項１５記載のガスタービンエンジン
    （１０）。
  18. 【請求項１８】 前記燃焼器（１６）はさらに、少なく
    とも二つの捕捉渦空洞（７０、２０２）を含み、前記燃
    料装置第１段は前記両捕捉渦空洞に燃料を供給するよう
    に構成されている、請求項１５記載のガスタービンエン
    ジン（１０）。
  19. 【請求項１９】 前記燃焼器（１６）は、さらに、少な
    くとも二つのミキサアセンブリ（３０８、３１０）と、
    少なくとも二つの捕捉渦空洞（７０、２０２）とを含
    み、前記両ミキサアセンブリは前記両渦空洞の半径方向
    内方にある、請求項１５記載のガスタービンエンジン
    （１０）。
  20. 【請求項２０】 前記燃焼器（１６）は、さらに、前記
    の少なくとも一つのミキサアセンブリ（９６）の半径方
    向外方にある燃焼器ライナを含み、前記燃焼器ライナは
    外側ライナ（４０）と内側ライナ（４２）とからなり、
    前記の少なくとも一つの捕捉渦空洞（７０）は前記燃焼
    器外側ライナの一部分によって画成されている、請求項
    １５記載のガスタービンエンジン（１０）。
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