JP2002502489A

JP2002502489A - Dual fuel injection method and apparatus

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Publication number: JP2002502489A
Application number: JP50241599A
Authority: JP
Inventors: アントニージェイブーンストラ; ルークエイチカウエル; ジョンエフロッキア
Original assignee: Solar Turbines Inc
Current assignee: Solar Turbines Inc
Priority date: 1997-06-02
Filing date: 1998-05-01
Publication date: 2002-01-22
Also published as: WO1998055800A1; EP0986717A1

Abstract

(57)【要約】ガスタービンエンジン(20)に、液体及び/又はガス燃料を噴射するデュアル燃料予混合インジェクタ(22、222)は、エミッション及び汚染を最小限にするように設計されている。デュアル燃料予混合インジェクタ(22、222)は、インジェクタ外側壁(83、283)によって区画された燃料−空気混合室(90、290)を備えている。複数の内側方向に向けられた燃料アトマイザー(82、126、282)は、液体燃料を上記燃料−空気混合室(90、290)に導入するため、上記外側壁(83、283)の内側表面に取付けられている。上記燃料アトマイザー(82、126、282)は、空気ブラストアトマイザー(82、282)又は管状アトマイザー(126)のいずれかにすることができる。 (57) Abstract Dual fuel premix injectors (22, 222) for injecting liquid and / or gas fuel into a gas turbine engine (20) are designed to minimize emissions and pollution. The dual fuel premix injector (22, 222) includes a fuel-air mixing chamber (90, 290) partitioned by injector outer walls (83, 283). A plurality of inwardly directed fuel atomizers (82, 126, 282) are provided on the inner surface of the outer wall (83, 283) for introducing liquid fuel into the fuel-air mixing chamber (90, 290). Installed. The fuel atomizer (82, 126, 282) can be either an air blast atomizer (82, 282) or a tubular atomizer (126).

Description

【発明の詳細な説明】デュアル燃料噴射方法及び装置発明の分野本発明は、ガスタービンエンジンの燃料インジェクタに関する。特に、本発明は、液体及び/又はガス燃料を使用して運転可能なデュアル燃料インジェクタに関する。発明の背景ガスタービンエンジン用可燃性燃料としての化石燃料の使用により、一酸化炭素、二酸化炭素、水蒸気、スモーク、パティキュレート、未燃焼炭化水素、窒素酸化物、及びイオウ酸化物等の燃焼生成物が発生する。このような生成物の内、二酸化炭素及び水蒸気は、標準的で、差障りのないものと認識されている。しかし、政府が制定した規制は、排気ガスから排出される他の燃焼生成物の量をさらに制限している。これまで、該燃焼生成物の大半は、設計変更によって管理されてきた。例えば、スモークは、通常、燃焼器の設計変更により管理され、パティキュレートは、通常、トラップ及びフィルタにより管理され、そして、イオウ酸化物は、通常、低イオウ燃料の選定により管理されてきた。ここにおいて、一酸化炭素、未燃焼炭化水素、及び窒素酸化物は、ガスタービンエンジンから排出される排気ガスエミッションにおける最大の課題として残されている。従来型燃焼システムにおいて、窒素酸化物は２つの形態で生成される。例えば、窒素酸化物は、大気中の窒素と酸素との直接的燃焼、及び、燃料内の有機性窒素の存在によって、燃焼ゾーン内が高温となる際に形成される。窒素酸化物の形成割合は、火炎温度に依存しており、従って、火炎温度のわずかな低下は、結果として、窒素酸化物の大幅な低減を可能とする。従前及びいくつかの現状システムは、ガスタービンエンジンの燃焼ゾーンの最高温度を低減するため、水噴射を使用している。水噴射システムに使用されるインジェクタノズルは、Jerome R．Bradleyに対する1986年７月15日発行の米国特許第4,600,151号明細書に開示されている。該開示されたインジェクタノズルは、一方が間隔を空けて他方の内側に設けられる複数のスリーブと機能的に対応した環状シュラウドを備えている。該スリーブは、液体燃料受入室とこの液体燃料受入室の内側に設けられた水又は補助燃料受入室を形成する。該燃料受入室は、液体燃料に対し、水又は補助燃料を付加的に又はその代わりとして放出するために用いられる。更に、該スリーブは、コンプレッサの吐出空気を受入れ、燃料噴霧、及び/又は、水又は補助燃料内に導き、そこにおいて混合する内側空気受入室を形成する。もう１つの燃料インジェクタは、Eric Hughes et al．に対する1982年５月４日発行の米国特許第4,327,547号明細書に開示されている。この燃料インジェクタは、窒素酸化物のエミッションを低減するため、水噴射を使用すると共に、液体燃料がガス燃料管に入るのを防止するため、空気パージ穴を持つベンチュリ部を備えた外側環状ガス燃料管を使用している。更に、水及び液体燃料の入口を有する内側環状液体燃料管を備えている。該内側環状管は、ノズル内で終結しており、圧縮空気も流れる中央流路は、内側第２のディフューザを有する主ディフューザ内で終結している。該両ディフューザの表面は、インジェクタへのカーボンの付着を低減又は防止するため、圧縮空気によって洗浄される。該ディフューザは、実際には、中空のピントルを形成している。上記システム、及びそこで使用されるノズルは、窒素酸化物のエミッションを低減する試みの例である。しかし、上記されたノズルは、燃焼器から排出される窒素酸化物のエミッションを制御するため、ガス燃料及び/又は液体燃料を効果的に混合することはできない。ガスタービンエンジンの燃焼ゾーン内の窒素酸化物、一酸化炭素、及び未燃焼炭化水素を低減するための改良されたデュアル燃料インジェクタノズルは、Amja d P．Rajputに対する1995年４月11日発行の米国特許第5,404,711号明細書に開示されている。該インジェクタは、相互に連続的に整列された一連の予備混合室を備える。これは、進展のある改良ではあるが、有害エミッションを最小限とし、しかも、タービンエンジンに効果的に組込むことができるデュアル燃料噴射方法及び装置に対するニーズは、なお存在している。従って、本発明の目的は、上記した課題の１つ以上を解決することにある。発明の概要本発明の１つの観点に基づき、燃料インジェクタは、外側表面部に配置された１つ以上の燃料アトマイザーを有する燃料−空気混合室を備える。各燃料アトマイザーは、空気通路及び燃料通路を備える。各燃料アトマイザーは、円筒状チューブ、及び該円筒状チューブに対し実質的に接線的に交差する燃料計量オリフィスを備えることができる。好ましくは、各円筒状チューブ燃料アトマイザーは、該燃料インジェクタの中心軸線に対し、約 70Eの角度で傾けられる。また、好ましくは、各円筒状チューブ燃料アトマイザーは、該燃料−空気混合室の外側表面に対し、約37Eのラジアル傾斜角度(radial cant angle)で傾けられる。本発明のもう１つの観点に基づき、燃料インジェクタは、インジェクタセンタボデー、該インジェクタセンタボデーの径方向外側に配置されたインジェクタ外側壁、該インジェクタセンタボデーと該インジェクタ外側壁との間に配置された環状燃料−空気混合室、及び１つ以上の燃料アトマイザーを備える。各燃料アトマイザーは、該インジェクタ外側壁にあり、空気流と混合される燃料流を供給するために設けられている。また、各燃料アトマイザーは、内側空気通路、外側空気通路、及び該内側空気通路と該外側空気通路との間に配置された燃料通路を備えている。本発明の更なる観点に基づき、燃料インジェクタは、インジェクタセンタボデー、該インジェクタセンタボデーの径方向外側に配置されたインジェクタ外側壁、該インジェクタセンタボデーと該インジェクタ外側壁との間に配置された環状燃料−空気混合室、及び各々が該インジェクタ外側壁に配置された１つ以上の燃料アトマイザーを備えている。各燃料アトマイザーは、空気通路及び燃料通路を備えている。本発明のいま１つの観点に基づき、燃料インジェクタは、インジェクタセンタボデー、該インジェクタセンタボデーの径方向外側に配置されたインジェクタ外側壁、該インジェクタセンタボデーと該インジェクタ外側壁との間に配置された環状燃料−空気混合室、及び１つ以上の燃料アトマイザーを備えている。各燃料アトマイザーは、該インジェクタ外側壁に配置され、空気流と混合される燃料流を供給するために設けられている。各燃料アトマイザーは、内側空気通路、外側空気通路、及び該内側空気通路と該外側空気通路との間に配置された燃料通路を備えている。本発明の更なる観点に基づき、燃料インジェクタの主液体燃料を空気と混合する方法が提供され、そこにおいて、該燃料インジェクタは、主液体燃料供給ライン、及び外側表面を有する燃料−空気混合室を備えている。該方法は、該外側表面から燃料を導入する、該外側表面から空気を導入する、及び、該燃料−空気混合室を通過する付加空気と燃料及び空気を混合する複数のステップから成る。好ましくは、該方法は、内側燃料フィルム表面と外側燃料フィルム表面とを有する燃料フィルムを形成するステップ、及び該内側燃料フィルム表面に沿って空気流を供給するステップと該燃料フィルムにせん断力を与え燃料を粒子状に細分化するため該外側燃料フィルム表面を横切って空気流を供給するステップとを有する空気導入ステップを備える。本発明の該方法及び装置は、改良された燃料−空気混合を提供し、液体燃料粒子と該燃料−空気混合室の壁との接触、及び該インジェクタの汚れを最小限とする。その結果、NO_x及びCOのエミッションは最小限とされる。図面の簡単な説明他の特徴及び利点は、請求の範囲及び明細書に記載された装置及び方法に内在されており、つまり、以下の添付図面と合わせて、下記の詳細説明により、当業者にとって明らかなものとされる。図１は、本発明の第１実施例によるデュアル燃料噴射を有するガスタービンエンジンの部分断面側面図である。図２は、図１に示されたデュアル燃料噴射の拡大背面斜視図である。図３は、図２に示されたデュアル燃料噴射の背面図である。図４は、図２に示されたデュアル燃料噴射の、図３の4−4線に沿った部分拡大断面図である。図４Aは、図４に示された空気ブラストアトマイザーの一方の部分拡大断面図である。図５は、図２に示されたデュアル燃料噴射の、図３の５−５線に沿った部分拡大断面図である。図６は、本発明の第２実施例による燃料−空気混合室の、図５と同様の断面図である。図７は、図６の燃料−空気混合室の、図６の７−７線に沿った断面図である。図８は、本発明の第３実施例によるデュアル燃料噴射の平面図である。図９は、図８に示されたデュアル燃料噴射の、図８の9−9線に沿った部分拡大断面図である。図９Aは、図９に示された空気ブラストアトマイザーの一方の部分拡大断面図である。発明を実施するための最良の形態図１に見られるように、ガスタービンエンジン20は、デュアル燃料（ガス/液体）予混合インジェクタ22を有する。ガスタービンエンジン20は、複数の開口26 を有する外側ハウジング24を備え、各々の開口は、相互関係において、予め定められた位置に設けられている。開口26は、外側ハウジング24の中心軸線28周りに配置されている。デュアル燃料予混合インジェクタ22は、各開口26の中を通って伸びている。しかし便宜上、１つのデュアル燃料予混合インジェクタ22と１つの開口26だけが示されている。従って、該デュアル燃料予混合インジェクタ22は、開口26の１つの中に配置され、常用される方法で外側ハウジング24に支持されている。外側ハウジング24は、中心軸線28を中心としたコンプレッサ部30の周りに配置されている。タービン部32は、中心軸線28を中心とし、そして、燃焼器部34は、中心軸線28を中心とし、コンプレッサ部30とタービン部32との間に設けられている。ガスタービンエンジン20は、中心軸線28周りに軸方向に整列されると共に燃焼器部34の径方向内側に配置された環状内側ケース36を有する。タービン部32は、ジェネレータ又はポンプのような補機（図示せず）を駆動するために接続された出力軸（図示せず）を備えている。タービン部32の他の部分には、コンプレッサ部30に対し駆動関係で接続されたガス発生タービン40が設けられている。ガスタービンエンジン20が運転されている時、圧縮空気流は、コンプレッサ部30から吐出され、以下により詳細に説明するように、(１)冷却のため、(２)例えば、ナンバー２デーゼル燃料のような液体燃料の霧化のため、及び( ３)燃焼器部34におけるパイロット及び主燃焼用可燃燃料との混合のために使用される。燃焼器部34は、外側ハウジング24から予め定められた距離だけ径方向内側に間隔を空けて設けられ、常用される方法で外側ハウジング24によって支持された環状燃焼器42を備えている。環状燃焼器42は、中心軸線28周りに同軸的に設けられた環状外側シェル44、この環状外側シェル44の径方向内側で且つ中心軸線28周りに同軸的に設けられた環状内側シェル46、ほぼ等しい間隔を空けて設けられた複数の開口50を有する入口端面部48、及び出口端面部52を備えている。各開口50には、インジェクタ中心軸線54を有し環状燃焼器42の入口端面部48と流体的に連結されたデュアル燃料予混合インジェクタ22の１つが設けられている。環状燃焼器 42の代わりとして、複数のカンタイプ(can-type)燃焼器、又はサイドカン環状(s ide can annular)燃焼器を、本発明の本質を変更することなく、組み込むことができる。更に、図２乃至４に示されるように、各デュアル燃料予混合インジェクタ22は、パイロット液体燃料供給管56、ガスパイロット燃料供給管58、主液体燃料供給管60、及び主ガス燃料供給管62を備えている。また、各デュアル燃料予混合インジェクタ22は、内側空気入口部品64を備えている。空気は、内側空気入口部品64 の複数の開口66、及び環状開口68を通して各デュアル燃料予混合インジェクタ22 に入る。環状開口68は、インジェクタ中心軸線54を中心にし、空気流レストリクタ70で囲われている。環状開口68を通してデュアル燃料予混合インジェクタ22に入る空気は、以下でより詳細に説明するように、燃料と混合される前に、（空気流に渦巻を発生させる）複数の主空気スワール発生ブレード72により旋回させられる。パイロット液体燃料供給管56は、ほぼインジェクタ中心軸線54に沿ってパイロット液体燃料を導くため、パイロット液体燃料フィードライン74と流体的に連結されている。パイロット液体燃料フィードライン74は、テーパ状出口端部75を備えている。ガスパイロット燃料供給管58は、インジェクタ中心軸線54を中心とし、環状パイロットガス燃料フィード通路76と流体的に連結されている。また、インジェクタ中心軸線54を中心とした第１円筒壁77は、環状パイロットガス燃料フィード通路76を囲んでいる。主液体燃料供給管60は、インジェクタ中心軸線54を中心とした環状主液体燃料マニホールドキャビティ78と流体的に連結されており、さらに、この環状主液体燃料マニホールドキャビティは、インジェクタ外側壁83に取付けられた10個の空気ブラストアトマイザー82の各々に対応した主液体燃料フィード通路８０と流体的に連結されている。複数の空気ブラストアトマイザー82は、図３に最も良く示されるように、インジェクタ中心軸線54の周りに、放射状に等しく間隔を空けて設けられている。主ガス燃料供給管62は、インジェクタ中心軸線54を中心とした環状主ガス燃料マニホールドキャビティ84と流体的に連結されている。環状主ガス燃料マニホールドキャビティ84は、インジェクタ中心軸線54を中心とした壁87を通して、20個の中空スポーク部材86と流体的に連結されている。壁87は、環状主ガス燃料マニホールドキャビティ84の径方向外側に配置されている。20個の中空スポーク部材 86は、図３に最も良く示されるように、インジェクタ中心軸線54の周りに、放射状に等しく間隔を空けて設けられている。各中空スポーク部材86は、環状主ガス燃料マニホールドキャビティ84から、インジェクタ外側壁83によって構成される外側表面を有する環状燃料−空気混合室90に、メタンガスのようなガス燃料を導く複数の通路88を備えている。環状燃料−空気混合室90は、インジェクタ中心軸線54を中心としている。インジェクタ中心軸線54を中心とした環状冷却/パイロット空気通路92は、第１円筒壁77の径方向外側で、且つ、同様にインジェクタ中心軸線54を中心とした第２円筒壁93の径方向内側に配置されている。第２円筒壁 93は、環状燃料−空気混合室90の径方向内側に、複数の穿孔98を有する衝撃ジェット発生器96を備えている。センタボデー先端部100と壁87とで、102で大体示されるインジェクタセンタボデーが構成される。センタボデー先端部100及び衝撃ジェット発生器96は、両者の間に冷却管104を構成する。センタボデー先端部100は、複数の等間隔で配置されたラジアルスワール発生ブレード106を備えている。図4Ａに最も良く示されるように、各空気ブラストアトマイザー82は、それぞれの空気ブラストアトマイザー中心線108を中心とし、この空気ブラストアト線54に対し傾斜している。しかし、特定のデュアル燃料予混合インジェクタ22の軸傾斜角は、そのデュアル燃料予混合インジェクタ22が運転されるアプリケーションや作動条件に応じ設定することができる。図4Ａに最も良く示されるように、各空気ブラストアトマイザー82は、それぞれ空気ブラストアトマイザー中心線108を中心とし、空気ブラストアトマイザー中央空気通路110、空気ブラストアトマイザー環状液体燃料通路112、及び空気ブラストアトマイザー環状外側空気通路114を備えている。各空気ブラストアトマイザー中央空気通路110は、インジェクタ外側壁83の外部を、環状燃料−空気混合室90と流体的に連結するようにしている。同様に、図２に最も良く示されるように、各空気ブラストアトマイザー82に対応した一対の外側空気オリフィス116 は、インジェクタ外側壁83の外部を、対応する空気ブラストアトマイザー環状外側空気通路114と流体的に連結するようにし、さらに、上記空気ブラストアトマイザー環状外側空気通路は、環状燃料−空気混合室90と流体的に連結されている。複数のスワール発生ブレード118は、空気ブラストアトマイザー環状液体燃料通路112内で燃料流に渦巻を発生させるために、空気ブラストアトマイザー環状液体燃料通路112内に配置され、さらに、スワール発生ブレード120が、空気ブラストアトマイザー環状外側空気通路114内で空気流に渦巻を発生させるために、空気ブラストアトマイザー環状外側空気通路114内に配置される。パイロット燃料流に渦巻を発生させるための、複数の円錐状に成形されたパイロットピントル燃料スワール発生ブレード123は、パイロット燃料出口通路124内に配置され、このパイロット燃料出口通路124は、環状燃焼器42の入口端面部48 と流体的に連結されている(図１)。円錐状に成形されたパイロットピントル燃料スワール発生器122は、パイロットピントル燃料スワール発生ブレード123 によって、パイロット燃料出口通路124内に支持され、位置決めされる。本発明の第２実施例に関して、デュアル燃料予混合インジェクタ22の構造及び作動に関する全ての観点は、図4,4A及び５に最も良く示された空気ブラストアトマイザー82が、第２実施例における図６及び７に示される管状アトマイザー126 によって置換えられている点を除き、上記説明及び図１乃至５に示されたものと本質的に同一である。図６及び７において、約3.500インチ(8.890cm)の内径と、約3.749インチ(9.52 3cm)の外径とを有し、入口端部127及び出口端部128を有するインジェクタ外側壁 83が、それに対し取付けられた10個の管状アトマイザー126と共に示されている。各管状アトマイザー126は、約0.040インチ(0.102cm)の直径を有するアトマイザー計量オリフィス130を介して液体燃料を供給する、実質的に円筒状の噴霧管1 29を備えている。各噴霧管129は、約0.194インチ(0.493cm)の内径を有する。図７に見られるように、各噴霧管129は、インジェクタ外側壁83の外側表面と面一とされている。各噴霧管129は、インジェクタ中心軸線54に最も近接した噴霧管129の端部が、インジェクタ中心軸線54を中心とし、約2.787インチ(7.079cm)の直径を有する円(1 31で示される)を作る範囲まで、燃料−空気混合室90の中に伸びている。図６に見られるように、各噴霧管129は、約70Nに相当する噴霧管軸傾斜角、＄、で傾けられた噴霧管軸線132を実質的に中心としている。図７に見られるように、各噴霧管軸線132は、インジェクタ外側壁83の外径に直交するようにインジェクタ中心軸線54から噴霧管軸線132に伸びる半径に対し、約37Nに相当する噴霧管ラジアル傾斜角、:、で傾けられている。各計量オリフィス130は、噴霧管129の内側表面に対し、実質的に接線方向において、それぞれの噴霧管129と交差し、インジェクタ中心軸線54に対し、約30Nに相当する計量オリフィス角、N,で傾けられるように配置、方向付けされている。各管状アトマイザー126の上記した特徴は、広範囲の運転条件においてエミッションを最小限にすることに関し、最適の性能をもたらすことが判明している。管状アトマイザー126に関し、2.5以上の空燃比が最良の性能を提供することが判明している。本発明の第３実施例に基づくデュアル燃料予混合インジェクタ222は、図8、9 、9Aに示されている。デュアル燃料予混合インジェクタ222は、本発明の第１実施例に基づくデュアル燃料予混合インジェクタ22と類似している。従って、第1 、第３実施例の類似した部分は、大体、最後の２桁が同じ数字の引用番号が付されている。デュアル燃料予混合インジェクタ222は、インジェクタ中心軸線254を有すると共に、パイロット液体燃料供給管256、ガスパイロット燃料供給管258、主液体燃料供給管260、及び主ガス燃料供給管262を備えている。空気は、内側環状開口26 6、及び外側環状開口268を通して各デュアル燃料予混合インジェクタ222に入る。外側環状開口268は、インジェクタ中心軸線254を中心とし、空気流レストリクタ270に囲われている。外側環状開口268を通してデュアル燃料予混合インジェクタ222に入る空気は、以下でより詳細に説明するように、燃料と混合される前に、（空気流に渦巻を発生させる）複数の主空気スワール発生ブレード272により旋回させられる。パイロット液体燃料供給管256は、ほぼインジェクタ中心軸線254に沿ってパイロット液体燃料を導くため、パイロット液体燃料フィードライン274と流体的に連結されている。パイロット液体燃料フィードライン274は、テーパ状出口端部2 75を備えている。ガスパイロット燃料供給管258は、インジェクタ中心軸線54を中心とし、環状パイロットガス燃料フィード通路276と流体的に連結されており、この環状パイロットガス燃料フィード通路は、（パイロットガス燃料流に渦巻を発生させる）パイロットガス燃料スワール発生ブレード277を収容している。また、インジェクタ中心軸線254を中心とする第１円筒壁278は、環状パイロットガス燃料フィード通路276を囲んでいる。主液体燃料供給管260は、インジェクタ中心軸線254を中心とし環状主液体燃料マニホールドキャビティ279と流体的に連結されており、さらに、この環状主液体燃料マニホールドキャビティは、インジェクタ外側壁283に取付けられた 10個の空気ブラストアトマイザー282の各々に設けた主液体燃料フィード通路280 と流体的に連結されている。複数の空気ブラストアトマイザー282は、インジェクタ中心軸線254の周りに、放射状に等しく間隔を空けて設けられている。主ガス燃料供給管262は、環状主ガス燃料マニホールドキャビティ284と流体的に連結されており、この環状主ガス燃料マニホールドキャビティは、第２円筒壁 287を通して、20個の中空スポーク部材286と流体的に連結されている。20個の中空スポーク部材286は、インジェクタ中心軸線254の周りに、放射状に等しく間隔を空けて設けられている。各中空スポーク部材286は、環状主ガス燃料マニホールドキャビティ284から、インジェクタ外側壁283によって構成される外側表面を有する環状燃料−空気混合室290に、メタンガスのようなガス燃料を導く複数の通路288を備えている。環状燃料−空気混合室290は、インジェクタ中心軸線254 を中心としている。テーパ状円筒パイロット通路ケーシング289は、第１円筒壁278から径方向外側に間隔を空けて設けられており、また、環状パイロット空気通路291は、テーパ状円筒パイロット通路ケーシング289と第１円筒壁278との間に配置されている。パイロット空気スワール発生ブレード292は、空気流に渦巻を発生させるために、環状パイロット空気通路291内に配置されている。インジェクタ中心軸線254を中心とした環状冷却/パイロット空気通路293は、テーパ状円筒パイロット通路ケーシング289の径方向外側で、且つ、第２円筒壁2 87の径方向内側に配置されている。テーパ状円筒パイロット通路ケーシング289 は、環状冷却空気通路293から環状パイロット空気通路291に空気を送る複数の傾斜ラジアル通路295を備えている。また、空気は、選択的に、空気アシスト通路2 96を通して、環状パイロット空気通路291に送られ、更に、上記空気アシスト通路には、「工場空気(shop air)」システム又は専用コンプレッサのような外部圧縮空気源に接続された空気アシスト供給管297を通して圧縮空気が供給されるようにすることも可能である。インジェクタ中心軸線254を中心とする第３円筒壁298は、外側環状開口268の径方向外側に配置されている。複数の穿孔299'を有する衝撃ジェット発生器299 は、環状燃料−空気混合室290の径方向内側に配置され、第３円筒壁298内に固定されている。内側円筒壁301を有するセンタボデー先端部300と第３円筒壁298とで、302で大体示されるインジェクタセンタボデーが構成される。センタボデー先端部300及び衝撃ジェット発生器299は、両者の間にラビリンスを成形した冷却管304を構成する。各空気ブラストアトマイザー282は、それぞれの空気ブラストアトマイザー中心線308を中心とし、この空気ブラストアトマイザー中心線は、約45Nに相当し、特定のデュアル燃料予混合インジェクタ222の軸傾斜角は、そのデュアル燃料予混合インジェクタ222が運転されるアプリケーションや作動条件に応じ設定することができる。図9Aに最も良く示されるように、各空気ブラストアトマイザー282は、それぞれ空気ブラストアトマイザー中心線308を中心とし、空気ブラストアトマイザー中央空気通路310、空気ブラストアトマイザー環状液体燃料通路312、及び空気ブラストアトマイザー環状外側空気通路314を備えている。各空気ブラストアトマイザー中央空気通路310は、インジェクタ外側壁283の外部を、環状燃料−空気混合室290と流体的に連結するようにしている。同様に、図８に最も良く示されるように、各空気ブラストアトマイザー282に設けられた外側空気開口316は、インジェクタ外側壁283の外部を、そこに設けられている空気ブラストアトマイザー環状外側空気通路314と流体的に連結するようにし、さらに、上記空気ブラストアトマイザー環状外側空気通路は、環状燃料−空気混合室290と流体的に連結されている。複数のスワール発生ブレード318は、空気ブラストアトマイザー環状液体燃料通路312内で燃料流に渦巻を発生させるために、空気ブラストアトマイザー環状液体燃料通路312内に配置され、さらに、スワール発生ブレード320が、空気ブラストアトマイザー環状外側空気通路314内で空気流に渦巻を発生させるために、空気ブラストアトマイザー環状外側空気通路314内に配置される。パイロット燃料流に渦巻を発生させる(又は、ガスパイロット燃料の場合、パイロットガス燃料スワール発生ブレード277を通過して流れる渦巻レベルを増加させる)ための、円錐状に成形されたパイロットピントル燃料スワール発生器322 は、パイロット燃料出口通路324内に配置され、このパイロット燃料出口通路は、環状燃焼器42の入口端面部48と流体的に連結されている(図１)。産業上の利用可能性図２乃至５のデュアル燃料予混合インジェクタ22は、以下のように作動する。コンプレッサ部30からの圧縮空気は、図1、2、4、及び５に見られるように、デュアル燃料予混合インジェクタ22の左手側から、内側空気入口部品64の開口66及び環状開口68に入る。環状開口68を通してデュアル燃料予混合インジェクタ22に入る圧縮空気は、主空気スワール発生ブレード72によって旋回させられる。開口66を通してデュアル燃料予混合インジェクタ22に入る圧縮空気は、環状冷却/パイロット空気通路92を通過し、環状燃焼器42の近傍において、インジェクタセンタボデー102の冷却に、圭た、この空気が、穿孔98(それによって、衝撃ジェットを生成する)、冷却管104、及びラジアルスワール発生ブレード106を通過して、環状燃焼器42に入る際、センタボデー先端部100の冷却に使用される。また、この空気は、以下で詳細に説明するように、パイロット運転の間、パイロット燃料と混合するために使用される。ガスタービンエンジン20が、主ガス燃料を使用して運転される時、環状開口68を通してデュアル燃料予混合インジェクタ22 に入る圧縮空気は、主ガス燃料供給管62から環状主ガス燃料マニホールドキャビティ84に導入された後に中空スポーク部材86及びそこに設けられた通路88を通し環状燃料−空気混合室90に導入されるガス燃料と混合する。環状燃料−空気混合室90を出た後、ガス燃料−空気混合気は、環状燃焼器42で燃焼される。例えば、ガスタービンエンジン20の始動（点火）のためにパイロットガス燃料が使用される場合、空気は、コンプレッサ部30から開口66に導入され、環状冷却/パイロット空気通路92、穿孔98(それによって、衝撃ジェットを生成する)、冷却管104、及びラジアルスワール発生ブレード106を通過する。この空気は、パイロットガス燃料供給管58から環状パイロットガス燃料通路76を通りパイロット燃料出口通路124内に設けられた円錐状に成形されたパイロットピントル発生器122及びパイロットピントル燃料スワール発生ブレード123を通過して流れるガス燃料と混合される。ガスタービンエンジン20が、主液体燃料を使用して運転される場合、コンプレッサ部30からの圧縮空気は、図1、2、4、及び５に見られるように、デュアル燃料予混合インジェクタ22の左手側から、内側空気入口部品64の開口66、及び環状開口68に流入する。環状開口68を通してデュアル燃料予混合インジェクタ22に入る圧縮空気は、主空気スワール発生ブレード72によって旋回させられ、空気ブラストアトマイザー82によって環状燃料−空気混合室90に導入された空気−燃料混合気と混合する。各空気ブラストアトマイザー82は、以下のように作動する。ガスタービンエンジン20の運転中におけるデュアル燃料予混合インジェクタ22の外部（高圧状態）と内部（低圧状態）との間の圧力差によって、圧縮空気は、デュアル燃料予混合インジェクタ22の外部から空気ブラストアトマイザー中央空気通路110に供給される。また、同様の形態で、圧縮空気は、デュアル燃料予混合インジェクタ22の外部から、各外側空気オリフィス116を通して、空気ブラストアトマイザー環状外側空気通路114に送られ、そこで、この圧縮空気は、スワール発生ブレード120 によって旋回させられる。（図面には示されていないが、圧縮空気の「工場空気」供給源のような他の手段によって、圧縮空気の供給を、空気ブラストアトマイザー中央空気通路110に対し、及び/又は、空気ブラストアトマイザー環状外側空気通路114に対し行うことも考えられる。）一方、液体燃料は、主液体燃料供給管60から、環状主液体燃料フィードマニホールドキャビティ78、及び各主液体燃料フィード通路80を通して、各空気ブラストアトマイザー環状液体燃料通路112に導入される。この液体燃料は、各空気ブラストアトマイザー環状液体燃料通路112内でスワール発生ブレード118によって旋回させられる。上記液体燃料の旋回によって、アトマイザー燃料通路112を出る際、アトマイザー燃料通路112の外側壁の内部表面上にフィルムが形成される。この燃料フィルムは、空気ブラストアトマイザー82を出ると、一斉に、粒子状に細分化され( 霧化され)、空気と混合される。この霧化及び混合作用は、第１の空気ブラストアトマイザー空気流量割合に応じ、空気ブラストアトマイザー中央空気通路110から（すなわち、内側燃料フィルム表面に沿って）出る圧縮空気と、上記第１の空気ブラストアトマイザー空気流量割合と異なる第２の空気ブラストアトマイザー空気流量割合に応じ、空気ブラストアトマイザー外側環状空気通路114から（すなわち、外側燃料フィルム表面に沿って）出るスワール圧縮空気との間に挟まれる際の、燃料フィルムにかかるせん断によって引起こされる。更に、この液体燃料−空気混合気は、環状燃焼器42で点火される前に、環状燃料−空気混合室90でスワール空気と混合される。例えば、ガスタービンエンジン20の始動（点火）のために液体パイロット燃料が使用される場合、液体パイロット燃料は、パイロット液体燃料供給管56からパイロット液体燃料フィードライン74に導入される。この液体パイロット燃料は、パイロット液体燃料フィードライン74のテーパ状出口端部75を通過し、円錐状に成形されたピントルスワール発生器122及びパイロット燃料ピントル燃料スワール発生ブレード123を通過することにより、液体パイロット燃料は、パイロット燃料出口通路124の内部に均一なフィルムを形成するようにされる。この液体パイロット燃料のフィルムが、パイロット燃料出口通路124を出る時、一斉に、霧化され、コンプレッサ部30から開口66に導入され、環状冷却/パイロット空気通路92、穿孔98、冷却管104、及びラジアルスワール発生ブレード106を通した空気と混合される。この霧化及び混合作用は、パイロット燃料出口通路12 4から出る液体パイロット燃料のフィルム上に与えられる、ラジアルスワール発生ブレード106から出る圧縮空気によるせん断力によって引起こされる。好ましくは、ラジアルスワール発生ブレード106は、そこを通過する圧縮空気を、円錐状に成形されたパイロット燃料ピントルスワール発生器122及びパイロット燃料ピントル燃料スワール発生ブレード123による作用による液体パイロット燃料の回転方向と、反対の方向に回転させるようにすれば良い。その後、液体パイロット燃料−空気混合気は、環状燃焼器42内で点火される。本発明の第２実施例に基づく、図６及び７に示された管状アトマイザー126を使用した液体主燃料運転に関し、デュアル燃料予混合インジェクタ22は、以下の形態で作動する。液体燃料は、環状主液体燃料フィードマニホールドキャビティ78から、それぞれの計量オリフィス130を通して、各噴霧管126の内側表面に供給される。同時に、デュアル燃料予混合インジェクタ22の内部と外部との圧力差により、圧縮空気は、インジェクタ外側壁83の外側から各噴霧管126に引込まれる。図面には示されていないが、圧縮空気の「工場空気」供給源のような他の手段によって、圧縮空気の供給を各噴霧管126に対し行うことも考えられる。各噴霧管126において、液体燃料は、噴霧管126の内側表面上で燃料フィルムとなる。それぞれの噴霧管126の内側表面に対し、各計量オリフィス130は接線方向に向きを付けられているため、燃料フィルムは、噴霧管軸線132の周りを回転する。回転する燃料フィルムが噴霧管126から環状燃料−空気混合室90に出る時、燃料フィルムは、燃料−空気混合室90を通過した、環状開口68からのスワール空気のせん断作用によって、粒子状に霧化される。霧化を向上するため、各噴霧管126は、そこから出る燃料フィルムが、環状開口68から燃料−空気混合室90を通過する空気の（主空気スワール発生ブレード72 によって起こされる）回転方向と反対の方向に、インジェクタ中心軸線54を中心として回転するように方向付けられている。その後、生み出された燃料−空気混合気は、デュアル燃料予混合インジェクタ22を出て、環状燃焼器42内で点火される。図8、9、及び9Aに示されるように、本発明の第３実施例によるデュアル燃料予混合インジェクタ222は、以下のように作動する。コンプレッサ部30からの圧縮空気は、図８及び９に見られるように、デュアル燃料予混合インジェクタ22の左手側から、内側環状開口266及び環状開口268に入る。外側環状開口268を通してデュアル燃料予混合インジェクタ222に入る圧縮空気は、主空気スワール発生ブレード272によって旋回させられる。内側環状開口266通してデュアル燃料予混合インジェクタ222に入る圧縮空気は、環状冷却空気通路293を通過し、環状燃焼器 42の近傍において、インジェクタセンタボデー302の冷却に、また、この空気が、穿孔299’(それによって、衝撃ジェットを生成する)、及びラビリンスを成形した冷却管304を通過して、環状燃焼器42に入る際、インジェクタセンタボデー302の冷却に使用される。また、この空気は、以下で詳細に説明するように、パイロット運転の間、パイロット燃料と混合するために使用される。ガスタービンエンジン20が、主ガス燃料を使用して運転される時、外側環状開口268を通してデュアル燃料予混合インジェクタ222に入る圧縮空気は、主ガス燃料供給管262から環状主ガス燃料マニホールドキャビティ284に導入された後に中空スポーク部材286及びそこに設けられた通路288を通し環状燃料−空気混合室29 0に導入されるガス燃料と混合する。環状燃料−空気混合室290を出た後、ガス燃料−空気混合気は、環状燃焼器42で燃焼される。例えば、ガスタービンエンジン20の始動（点火）のためにパイロットガス燃料が使用される場合、空気は、コンプレッサ部30から内側環状開口266に導入され、環状冷却空気通路293、穿孔299’(それによって、衝撃ジェットを生成する)、及びラビリンスを成形した冷却管304を通過する。この空気は、パイロットガス燃料供給管258から環状パイロットガス燃料通路276及びそこに設けられたパイロットガス燃料スワール発生ブレード277を通じパイロット燃料出口通路324の円錐状に成形されたパイロット燃料ピントルスワール発生器322を通過して流れるガス燃料と混合される。ガスタービンエンジン20が、主液体燃料を使用して運転される場合、コンプレッサ部30からの圧縮空気は、図８及び９に見られるように、デュアル燃料予混合インジェクタ222の左手側から、内側環状開口266、及び外側環状開口268に流入する。外側環状開口268通してデュアル燃料予混合インジェクタ222に入る圧縮空気は、主空気スワール発生ブレード272によって旋回させられ、空気ブラストアトマイザー282によって環状燃料−空気混合室290に導入された空気−燃料混合気と混合する。各空気ブラストアトマイザー282は、以下のように作動する。ガスタービンエンジン20の運転中におけるデュアル燃料予混合インジェクタ222の外部（高圧状態）と内部（低圧状態）との間の圧力差によって、圧縮空気は、デュアル燃料予混合インジェクタ222の外部から空気ブラストアトマイザー中央空気通路310に供給される。また、同様の形態で、圧縮空気は、デュアル燃料予混合インジェクタ 222の外部から、各外側空気開口316を通して、空気ブラストアトマイザー環状外側空気通路314に送られ、そこで、この圧縮空気は、スワール発生ブレード320によって旋回させられる。（図面には示されていないが、圧縮空気の「工場空気」供給源のような他の手段によって、圧縮空気の供給を、空気ブラストアトマイザー中央空気通路310に対し、及び/又は、空気ブラストアトマイザー環状外側空気通路314に対し行うことも考えられる。）一方、液体燃料は、主液体燃料供給管260から、環状主液体燃料フィードマニホールドキャビティ279、及び各主液体燃料フィード通路280を通して、各空気ブラストアトマイザー環状液体燃料通路312に導入される。この液体燃料は、各空気ブラストアトマイザー環状液体燃料通路312内でスワール発生ブレード318によって旋回させられる。上記液体燃料の旋回によって、アトマイザー燃料通路312を出る際、アトマイザー燃料通路312の外側壁の内部表面上にフィルムが形成される。この燃料フィルムは、空気ブラストアトマイザー282を出ると、一斉に、粒子状に細分化され( 霧化され)、空気と混合される。本発明の第１実施例によるデュアル燃料予混合インジェクタ22に使用される空気ブラストアトマイザー82と同様の形態で、この霧化及び混合作用は、第１の空気ブラストアトマイザー空気流量割合に応じ、空気ブラストアトマイザー中央空気通路310から（すなわち、内側燃料フィルム表面に沿って）出る圧縮空気と、上記第１の空気ブラストアトマイザー空気流量割合と異なる第２の空気ブラストアトマイザー空気流量割合に応じ、空気ブラストアトマイザー外側環状空気通路314から（すなわち、外側燃料フィルム表面に沿って）出るスワール圧縮空気との間に挟まれる際の、燃料フィルムにかかるせん断によって引起こされる。更に、この液体燃料−空気混合気は、環状燃焼器42で点火される前に、環状燃料−空気混合室290でスワール空気と混合される。例えば、ガスタービンエンジン20の始動（点火）のために、液体パイロット燃料が使用される場合、液体パイロット燃料は、パイロット液体燃料供給管256からパイロット液体燃料フィードライン274に導入される。この液体パイロット燃料は、パイロット液体燃料フィードライン274のテーパ状出口端部275を通過し、円錐状に成形されたピントルスワール発生器322を通過することにより、液体パイロット燃料は、パイロット燃料出口通路324の内部に均一なフィルムを形成するようにされる。この液体パイロット燃料のフィルムが、パイロット燃料出口通路324を出る時、一斉に、霧化され、コンプレッサ部30から内側環状開口266 導入され環状パイロット空気通路291、及び環状冷却空気通路293を通し穿孔299' 及びラビリンスを成形した冷却管304を経由した空気と混合される。この霧化及び混合作用は、パイロット燃料出口通路324から出る液体パイロット燃料のフィルム上に与えられる、ラビリンスを成形した冷却管304から出る圧縮空気によるせん断力によって引起こされる。その後、液体パイロット燃料−空気混合気は、環状燃焼器42内で点火される。本発明によるデュアル燃料予混合インジェクタ22及び222の構成は、例えば、燃料汚れの最小限化、耐久性向上、及びエミッション低減等の、多くの性能面での利点を提供する。通常、デュアル燃料予混合インジェクタ22及び222は、天然ガス又はディーゼル燃料のいずれかで運転するようにされており、一方の燃料でガスタービンエンジン20の始動を可能とし、ガスタービンエンジン20の運転中、燃料を切換えるようにしている。デュアル燃料予混合インジェクタ22及び222のいずれかの使用により、本ガスタービンエンジン20は、天然ガス又は液体燃料のいずれかによる運転の際、水又は蒸気のような他の希釈剤を使用することなく、希薄予混合燃焼を行うことによって、窒素酸化物の低エミッションを達成することができる。本発明に関する色々な変更及び代替案が可能なことは、上記説明を考慮すれば、当業者にとって明白である。従って、この説明は、単なる例と見なされるべきであって、当業者に本発明を実施するための最良の形態を教示するためのものである。本構造の詳細は、本発明の精神を実質的に逸脱することなく変更することができ、添付請求の範囲内にある全ての変更の排他的使用は保護されるものである。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION Dual fuel injection method and apparatus Field of the invention The present invention relates to a fuel injector for a gas turbine engine. In particular, the invention Is a dual fuel injector that can operate using liquid and / or gas fuel. Related.Background of the Invention The use of fossil fuels as flammable fuels for gas turbine engines has Element, carbon dioxide, water vapor, smoke, particulates, unburned hydrocarbons, nitrogen Combustion products such as oxides and sulfur oxides are generated. Of these products, Carbon dioxide and water vapor are recognized as standard and unobtrusive. Only However, regulations set by the government further limit the amount of other combustion products emitted from exhaust gases. Limited to To date, most of the combustion products have been controlled by design changes. For example , Smoke is usually controlled by a combustor design change, and particulates are Usually controlled by traps and filters, and sulfur oxides are usually It has been managed by selecting low sulfur fuels. Where carbon monoxide, unburned Hydrocarbons and nitrogen oxides are exhaust gas emissions from gas turbine engines. It remains the biggest task of the mission. In conventional combustion systems Thus, nitrogen oxides are produced in two forms. For example, nitrogen oxides are Due to the direct combustion of elemental and oxygen and the presence of organic nitrogen in the fuel, the combustion zone Formed when the temperature inside the chamber becomes high. The rate of formation of nitrogen oxides depends on the flame temperature. Therefore, a slight drop in flame temperature results in a large Enables reduction. Previous and some state-of-the-art systems have Water jets are used to reduce high temperatures. B used in water injection systems The injector nozzle is a Jerome R. US Special Issue issued July 15, 1986 to Bradley No. 4,600,151. The disclosed injector nozzle is , One of which functionally corresponds to a plurality of sleeves provided inside the other at an interval. With an annular shroud. The sleeve includes a liquid fuel receiving chamber and the liquid fuel receiving chamber. A water or auxiliary fuel receiving chamber is provided inside the receiving chamber. The fuel receiving chamber is To release water or supplementary fuel in addition to or instead of liquid fuel Used for Further, the sleeve receives the air discharged from the compressor, and Fog and / or inner air intake that leads into and mixes with water or auxiliary fuel Form a chamber. Another fuel injector is Eric Hughes et al. May 4, 1982 against It is disclosed in U.S. Pat. This fuel injection Water jets to reduce nitrogen oxide emissions, Venturi with air purge holes to prevent body fuel from entering the gas fuel tube Is used. In addition, it has water and liquid fuel inlets. An inner annular liquid fuel pipe. The inner annular tube terminates in the nozzle The central channel through which the compressed air also flows, has a main diffuser having an inner second diffuser. Terminated in the user The surfaces of both diffusers are made of carbon to the injector. Is washed with compressed air to reduce or prevent the adhesion of The diffuser Actually form a hollow pintle. The above system, and the nozzles used there, provide nitrogen oxide emissions. It is an example of an attempt to reduce it. However, the nozzle described above is discharged from the combustor Uses gaseous and / or liquid fuels to control nitrogen oxide emissions Cannot be mixed together. Nitrogen oxides, carbon monoxide, and unburned in the combustion zone of a gas turbine engine An improved dual fuel injector nozzle to reduce hydrocarbons was developed by Amja d P. Disclosed in U.S. Pat. No. 5,404,711 issued to Rajput on April 11, 1995 Have been. The injector comprises a series of pre-mixing chambers arranged in series with one another. Prepare. This is a progressive improvement, but minimizes harmful emissions, Moreover, a dual fuel injection method that can be effectively incorporated into a turbine engine And the need for equipment still exists. Therefore, the object of the present invention is to It is to solve one or more of the above-mentioned problems.Summary of the Invention According to one aspect of the present invention, a fuel injector is disposed on an outer surface. A fuel-air mixing chamber having one or more fuel atomizers is provided. Each fuel atma The iser includes an air passage and a fuel passage. Each fuel atomizer has a cylindrical tube and a substantially cylindrical tube. A fuel metering orifice tangentially intersecting the Preferably each The cylindrical tube fuel atomizer is approximately about a center axis of the fuel injector. Tilt at an angle of 70E. Also preferably, each cylindrical tube fuel atomizer Is a radial inclination angle (radial inclination) of about 37E with respect to the outer surface of the fuel-air mixing chamber. cant angle). According to another aspect of the present invention, a fuel injector comprises an injector center. Body, outside the injector arranged radially outside the injector center body A side wall, disposed between the injector center body and the injector outer wall; It comprises an annular fuel-air mixing chamber and one or more fuel atomizers. Each fuel at A miser is on the outer wall of the injector and provides a fuel flow that is mixed with the air flow. It is provided for. Each fuel atomizer has an inner air passage and an outer air passage. An air passage, and a fuel passage disposed between the inner air passage and the outer air passage. I have. In accordance with a further aspect of the present invention, a fuel injector includes an injector centerbody. An injector outer wall disposed radially outside the injector center body; An annular disposed between the injector center body and the injector outer wall A fuel-air mixing chamber and one or more fuel-air mixing chambers each located on the injector outer wall; Equipped with a charge atomizer. Each fuel atomizer has an air passage and a fuel passage. Have. In accordance with another aspect of the present invention, a fuel injector includes an injector center. Body, outside the injector arranged radially outside the injector center body A side wall, disposed between the injector center body and the injector outer wall; An annular fuel-air mixing chamber and one or more fuel atomizers are provided. Each fuel An atomizer is arranged on the outer wall of the injector, and the fuel flow is mixed with the air flow. Is provided to supply Each fuel atomizer has an inner air passage, an outer An air passage, and a fuel passage disposed between the inner air passage and the outer air passage. Have. According to a further aspect of the present invention, the primary liquid fuel of a fuel injector is mixed with air. A method is provided wherein the fuel injector comprises a main liquid fuel supply line. And a fuel-air mixing chamber having an outer surface. The method comprises: Introducing fuel from the surface, introducing air from the outer surface, and mixing the fuel-air. It comprises a plurality of steps for mixing fuel and air with additional air passing through the joint chamber. Preferably, the method has an inner fuel film surface and an outer fuel film surface. Forming a fuel film, and emptying along the inner fuel film surface. Supplying air flow and applying a shear force to the fuel film to subdivide the fuel into particles. Supplying an air flow across the outer fuel film surface for Air introducing step. The method and apparatus of the present invention provide for improved fuel-air mixing, Minimizing contact between the fuel cell and the walls of the fuel-air mixing chamber and contamination of the injector. You. As a result, NO_xAnd CO emissions are minimized.BRIEF DESCRIPTION OF THE FIGURES Other features and advantages are inherent in the devices and methods described in the claims and the specification. In other words, according to the following detailed description in conjunction with the accompanying drawings, Is evident to others. FIG. 1 shows a gas turbine engine having dual fuel injection according to a first embodiment of the present invention. It is a partial section side view of an engine. FIG. 2 is an enlarged rear perspective view of the dual fuel injection shown in FIG. FIG. 3 is a rear view of the dual fuel injection shown in FIG. FIG. 4 is a partial enlarged view of the dual fuel injection shown in FIG. 2 taken along line 4-4 in FIG. It is a large sectional view. FIG. 4A is a partially enlarged cross-sectional view of one of the air blast atomizers shown in FIG. 4. It is. FIG. 5 is a partial enlarged view of the dual fuel injection shown in FIG. 2 along the line 5-5 in FIG. It is a large sectional view. FIG. 6 is a sectional view similar to FIG. 5 of a fuel-air mixing chamber according to a second embodiment of the present invention. It is. FIG. 7 is a cross-sectional view of the fuel-air mixing chamber of FIG. 6, taken along line 7-7 of FIG. FIG. 8 is a plan view of a dual fuel injection according to a third embodiment of the present invention. FIG. 9 is a partial enlarged view of the dual fuel injection shown in FIG. 8, taken along line 9-9 in FIG. It is sectional drawing. 9A is a partially enlarged cross-sectional view of one of the air blast atomizers shown in FIG. It is.BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION As can be seen in FIG. 1, the gas turbine engine 20 has dual fuel (gas / liquid). Body) having a premix injector 22; The gas turbine engine 20 has a plurality of openings 26. Having an outer housing 24 having a Provided at the specified position. The opening 26 extends around a central axis 28 of the outer housing 24. Are located. Dual fuel premix injectors 22 pass through each opening 26 It is growing. However, for convenience, one dual fuel premix injector 22 and one Only the opening 26 is shown. Therefore, the dual fuel premix injector 22 Arranged in one of the openings 26 and supported in the outer housing 24 in a conventional manner I have. Outer housing 24 is arranged around compressor section 30 about center axis 28 Have been. Turbine section 32 is centered on central axis 28, and combustor section 34 is It is provided between the compressor section 30 and the turbine section 32 around the center axis 28. You. The gas turbine engine 20 is axially aligned about a central axis 28 and It has an annular inner case 36 arranged radially inside the baking section 34. The turbine section 32 drives auxiliary equipment (not shown) such as a generator or a pump. And an output shaft (not shown) connected for the purpose. Other parts of the turbine section 32 Is provided with a gas generating turbine 40 connected in driving relation to the compressor section 30. Have been. When the gas turbine engine 20 is operating, the compressed air flow is It is discharged from the presser section 30 and, as described in more detail below, (1) for cooling (2) For atomization of a liquid fuel, for example, a number 2 diesel fuel, and ( 3) Used for mixing with combustible fuel for pilot and main combustion in combustor section 34 Is done. The combustor section 34 is spaced radially inward from the outer housing 24 by a predetermined distance. An annulus, spaced apart and supported in a conventional manner by outer housing 24 A combustor 42 is provided. The annular combustor 42 is provided coaxially around the central axis 28. Annular outer shell 44, radially inside the annular outer shell 44 and around the central axis 28. An annular inner shell 46 coaxially provided with a plurality of An inlet end face 48 having a number of openings 50 and an outlet end face 52 are provided. For each opening 50 Has an injector center axis 54 and is fluidly connected to the inlet end face 48 of the annular combustor 42 One of the configured dual fuel premix injectors 22 is provided. Annular combustor As an alternative to 42, multiple can-type combustors or side-can rings (s ide can annular) combustors can be incorporated without changing the essence of the invention it can. Further, as shown in FIGS. 2-4, each dual fuel premix injector 22 is , Pilot liquid fuel supply pipe 56, gas pilot fuel supply pipe 58, main liquid fuel supply A pipe 60 and a main gas fuel supply pipe 62 are provided. In addition, each dual fuel premix The ejector 22 has an inner air inlet component 64. Air inside air inlet parts 64 Of each dual fuel premix injector 22 through a plurality of openings 66 and an annular opening 68 to go into. An annular opening 68 is provided about the injector center axis 54 to provide airflow restriction. Surrounded by a box 70. Through the annular opening 68 to the dual fuel premix injector 22 The incoming air may be mixed with the fuel (air), as described in more detail below. Swirl by multiple main air swirler blades 72) It is. The pilot liquid fuel supply pipe 56 is substantially pyrolyzed along the injector center axis 54. Fluidly connected to the pilot liquid fuel feed line 74 to direct liquid fuel Have been. Pilot liquid fuel feed line 74 has a tapered outlet end 75 I have. The gas pilot fuel supply pipe 58 is formed around the injector center axis 54 and has an annular shape. It is fluidly connected to the pilot gas fuel feed passage 76. Inject The first cylindrical wall 77 centered on the center axis 54 is provided with an annular pilot gas fuel feed passage. Surrounds Road 76. The main liquid fuel supply pipe 60 is centered on the injector center axis 54. And is fluidly connected to the annular main liquid fuel manifold cavity 78, This annular main liquid fuel manifold cavity is mounted on the injector outer wall 83 The main liquid fuel feed corresponding to each of the ten air blast atomizers 82 Fluid passage 80. Multiple air blast atomizers 82 As best shown in FIG. 3, radially around the injector center axis 54. It is provided at intervals. The main gas fuel supply pipe 62 is an annular main gas fuel centered on the injector center axis 54. It is fluidly connected to the manifold cavity 84. Annular main gas fuel manifold 20 cavities 84 are passed through a wall 87 centered on the injector center axis 54. Is fluidly connected to the hollow spoke member 86. Wall 87 is an annular main gas fuel manifold. It is arranged radially outside of the hold cavity 84. 20 hollow spoke members 86 is radiated around the injector center axis 54, as best shown in FIG. They are provided at equal intervals in a shape. Each hollow spoke member 86 has an annular main gas. From the fuel manifold cavity 84, constituted by the injector outer wall 83 A gaseous fuel such as methane gas is introduced into an annular fuel-air mixing chamber 90 having an outer surface. And a plurality of passages 88. The annular fuel-air mixing chamber 90 is connected to the injector center axis. Line 54 is centered. Annular cooling / pyro about injector center axis 54 The air passage 92 is radially outside the first cylindrical wall 77 and also in the injector. It is arranged radially inward of the second cylindrical wall 93 about the center axis 54. 2nd cylindrical wall An impact jet 93 having a plurality of perforations 98 is provided inside the annular fuel-air mixing chamber 90 in the radial direction. A cut generator 96 is provided. Injector centerbodies, generally indicated by 102, between centerbody tip 100 and wall 87. The day is composed. The center body tip 100 and the impact jet generator 96 are both The cooling pipe 104 is formed between them. The center body tips 100 are arranged at a plurality of equal intervals. The radial swirl generating blade 106 is provided. As best shown in FIG. 4A, each air blast atomizer 82 is This air blast atomizer is centered on the center line 108 of the air blast atomizer. Inclined with respect to line 54. However, certain dual fuel premix injectors 22 The shaft tilt angle depends on the application in which the dual fuel premix injector 22 is operated. It can be set according to the operation and operating conditions. As best shown in FIG. 4A, each air blast atomizer 82 is Air blast atomizer centered on the center line 108, the air blast atomizer A central air passage 110, an air blast atomizer annular liquid fuel passage 112, and an air A last atomizer annular outer air passage 114 is provided. Each air blastoma The riser central air passage 110 divides the outside of the injector outer wall 83 with an annular fuel-air mixture. A fluid connection with the joint room 90 is provided. Similarly, it is best shown in FIG. A pair of outer air orifices 116 corresponding to each air blast atomizer 82 The outside of the injector outer wall 83 with the corresponding air blast atomizer Fluid communication with the side air passage 114, and further, the air blast The iser annular outer air passage is fluidly connected to the annular fuel-air mixing chamber 90. . The plurality of swirl generating blades 118 are air blast atomizer annular liquid fuels. An air blast atomizer annular to create a vortex in the fuel flow in passage 112 The swirl generating blade 120 is disposed in the liquid fuel passage 112, To create a swirl in the air flow within the store atomizer annular outer air passage 114, An air blast atomizer is disposed within the annular outer air passage 114. Multiple conically shaped pies to create swirls in the pilot fuel stream The lot pintle fuel swirl generation blade 123 is located in the pilot fuel outlet passage 124. The pilot fuel outlet passage 124 is provided at the inlet end face 48 of the annular combustor 42. (FIG. 1). Pilot focus conical shape The fuel swirl generator 122 includes a pilot pintle fuel swirl generation blade 123. Thus, it is supported and positioned in the pilot fuel outlet passage 124. With respect to the second embodiment of the present invention, the structure of the dual fuel premix injector 22 and All aspects of operation are discussed in pneumatic blast air best shown in FIGS. 4, 4A and 5. The atomizer 82 includes a tubular atomizer 126 shown in FIGS. 6 and 7 in the second embodiment. 1 to 5 except that it has been replaced by Are essentially the same. 6 and 7, an inner diameter of about 3.500 inches (8.890 cm) and an Injector outer wall having an outer diameter of 3 cm) and having an inlet end 127 and an outlet end 128. 83 is shown with ten tubular atomizers 126 attached thereto . Each tubular atomizer 126 has an atomizer having a diameter of about 0.040 inches (0.102 cm). A substantially cylindrical spray tube 1 for supplying liquid fuel through a metering orifice 130 It has 29. Each spray tube 129 has an inside diameter of about 0.194 inches (0.493 cm). You can see it in Figure 7 Thus, each spray tube 129 is flush with the outer surface of the injector outer wall 83. Each spray pipe 129 has an end that is closest to the injector center axis 54. A circle (1) centered on the injector center axis 54 and having a diameter of about 2.787 inches (7.079 cm) (Shown at 31) into the fuel-air mixing chamber 90. As can be seen in FIG. 6, each spray tube 129 has a spray tube axis tilt angle corresponding to approximately 70N, ＄ , Substantially centered on the spray tube axis 132 inclined. As seen in FIG. Each spray pipe axis 132 is perpendicular to the outer diameter of the injector outer wall 83. For a radius extending from the ejector center axis 54 to the spray pipe axis 132, the The tube is inclined at a radial inclination angle,:. Each metering orifice 130 is substantially tangential to the inner surface of the spray tube 129. And intersects with the respective spray pipes 129, and reaches about 30N with respect to the injector center axis 54. It is arranged and oriented so that it can be tilted at the corresponding metering orifice angle, N ,. The above-mentioned features of each tubular atomizer 126 are compatible with a wide range of operating conditions. Has been found to provide optimal performance with respect to minimizing You. For the tubular atomizer 126, an air-fuel ratio of 2.5 or more provides the best performance Is known. A dual fuel premix injector 222 according to a third embodiment of the present invention is shown in FIGS. , 9A. Dual fuel premix injector 222 is a first embodiment of the present invention. Similar to the dual fuel premix injector 22 according to the embodiment. Therefore, the first , Similar parts of the third embodiment are generally numbered with the same number in the last two digits. Have been. The dual fuel premix injector 222 has an injector center axis 254. Both pilot liquid fuel supply pipe 256, gas pilot fuel supply pipe 258, main liquid fuel A fuel supply pipe 260 and a main gas fuel supply pipe 262 are provided. Air flows through the inner annular opening 26 6, and enters each dual fuel premix injector 222 through the outer annular opening 268 . The outer annular opening 268 is centered about the injector center axis 254 and 270. Dual fuel premix injection through outer annular opening 268 The air entering the tank 222 is mixed with the fuel, as described in more detail below. , With multiple main air swirler blades 272 (creating swirls in the airflow) Can be turned. Pilot liquid fuel supply pipe 256 extends substantially along injector center axis 254. To direct lot liquid fuel, it is fluidly connected to pilot liquid fuel feed line 274. Are linked. The pilot liquid fuel feed line 274 has a tapered outlet end 2 It has 75. The gas pilot fuel supply pipe 258 has an annular shape centered on the injector center axis 54. This annular pie is fluidly connected to the pilot gas fuel feed passage 276. Lot gas fuel feed passage (creates swirl in pilot gas fuel flow) A pilot gas fuel swirl generation blade 277 is housed. Also, inject The first cylindrical wall 278 about the center axis 254 of the Surrounding the passage 276. The main liquid fuel supply pipe 260 has an annular main liquid fuel centered on the injector center axis 254. The annular main liquid is fluidly connected to the manifold cavity 279, The body fuel manifold cavity was mounted on the injector outer wall 283 Main liquid fuel feed passage 280 provided in each of the ten air blast atomizers 282 Fluidly connected to Multiple air blast atomizers 282 Radially evenly spaced around the center axis 254 of the stator. The main gas fuel supply pipe 262 is in fluid communication with the annular main gas fuel manifold cavity 284. The annular main gas fuel manifold cavity is connected to the second cylindrical wall. Through 287, it is fluidly connected to the twenty hollow spoke members 286. In 20 Empty spoke members 286 are equally spaced radially around injector center axis 254 Are provided. Each hollow spoke member 286 is an annular main gas fuel manifold. Out of the outer cavity defined by the injector outer wall 283 An annular fuel-air mixing chamber 290 having a plurality of A passage 288 is provided. Annular fuel-air mixing chamber 290 is located at injector center axis 254. The center is. The tapered cylindrical pilot passage casing 289 is radially outward from the first cylindrical wall 278. And the annular pilot air passage 291 is tapered. It is disposed between the cylindrical pilot passage casing 289 and the first cylindrical wall 278. Pilot air swirler blades 292 are used to create swirls in the airflow. , Are arranged in the annular pilot air passage 291. Annular cooling / pilot air passage 293 centered on injector center axis 254 Radially outside the tapered cylindrical pilot passage casing 289 and the second cylindrical wall 2 87 are arranged radially inside. Tapered cylindrical pilot passage casing 289 Has a plurality of inclined pipes for sending air from the annular cooling air passage 293 to the annular pilot air passage 291. An oblique radial passage 295 is provided. In addition, the air is selectively supplied to the air assist passage 2 96, to the annular pilot air passage 291 and further to the above air assist passage. Roads may be connected to external pressure such as a "shop air" system or a dedicated compressor. Compressed air is supplied through the air assist supply pipe 297 connected to the compressed air source. It is also possible to do so. A third cylindrical wall 298 about the injector center axis 254 is It is arranged radially outward. Impact jet generator 299 with multiple perforations 299 ' Is disposed radially inward of the annular fuel-air mixing chamber 290 and is fixed within the third cylindrical wall 298. Is defined. A center body tip 300 having an inner cylindrical wall 301 and a third cylindrical wall 298, large at 302 An indicated injector center body is constructed. Center body tip 300 And impact jet generator 299 constitute a cooling tube 304 with a labyrinth formed between them I do. Each air blast atomizer 282 is inside the respective air blast atomizer Centered on core 308, this air blast atomizer centerline is equivalent to approximately 45N The tilt angle of a particular dual fuel premix injector 222 is Set according to the application in which the charge premix injector 222 is operated and the operating conditions can do. As best shown in FIG. 9A, each air blast atomizer 282 is Air blast atomizer centered on the center line 308, air blast atomizer Central air passage 310, air blast atomizer annular liquid fuel passage 312, and air A last atomizer annular outer air passage 314 is provided. Each air blastoma The riser center air passage 310 divides the outside of the injector outer wall 283 into an annular fuel-air mixture. It is adapted to be fluidly connected to the common room 290. Similarly, it is best shown in FIG. As shown, the outer air openings 316 provided in each air blast atomizer 282 Air blast atomizer installed on the outside of the ejector outer wall 283 In fluid communication with the annular outer air passage 314, furthermore, the air blast The atomizer annular outer air passage is in fluid communication with the annular fuel-air mixing chamber 290. Have been. Multiple swirl generating blades 318 have an air blast atomizer annular An air blast atomizer is used to create a vortex in the fuel flow in the liquid fuel passage 312. The swirl generating blade 320 is disposed in the annular liquid fuel passage 312, Air blast atomizer creates a swirl in the airflow within annular outer air passage 314 The air blast atomizer is disposed within the annular outer air passage 314. A swirl is created in the pilot fuel stream (or, in the case of gas pilot fuel, Increased swirl level flowing through the Ilot gas fuel swirl generation blade 277 Conical pilot pintle fuel swirl generator 322 Is located in the pilot fuel outlet passage 324, and this pilot fuel outlet passage , Is fluidly connected to the inlet end face 48 of the annular combustor 42 (FIG. 1).Industrial applicability The dual fuel premix injector 22 of FIGS. 2-5 operates as follows. Compressed air from the compressor section 30 is compressed as shown in FIGS. 1, 2, 4, and 5. From the left hand side of the dual fuel premix injector 22, the opening 66 and the And into the annular opening 68. Through the annular opening 68 to the dual fuel premix injector 22 The incoming compressed air is swirled by the main air swirl generating blades 72. The compressed air entering dual fuel premix injector 22 through opening 66 is Through the recirculation / pilot air passage 92 and near the annular combustor 42, This air, which was used to cool the center body 102, Pass through the cooling pipe 104 and the radial swirl generating blade 106 Then, when entering the annular combustor 42, it is used for cooling the center body tip portion 100. Ma In addition, this air will be blocked during pilot operation as described in detail below. Used to mix with fuel. The gas turbine engine 20 uses the main gas fuel When operated using the dual fuel premix injector 22 through the annular opening 68 Compressed air entering from the main gas fuel supply pipe 62 passes through the annular main gas fuel manifold cabinet. After being introduced into the tee 84, it passes through the hollow spoke member 86 and the passage 88 provided therein. The fuel is mixed with the gas fuel introduced into the annular fuel-air mixing chamber 90. Annular fuel-air mixing After exiting chamber 90, the gaseous fuel-air mixture is combusted in annular combustor 42. For example, Pilot gas fuel is used for starting (ignition) the gas turbine engine 20. Air is introduced from the compressor section 30 to the opening 66 and Air passage 92, perforations 98 (thus producing an impact jet), cooling tubes 104, And the radial swirl generating blade 106. This air is From the fuel supply pipe 58 to the pilot fuel outlet through the annular pilot gas fuel passage 76. A conical shaped pilot pintle generator 122 and a pie Lot pintle fuel swirl blur And mixed with the gas fuel flowing through the mode 123. When the gas turbine engine 20 is operated using the main liquid fuel, As shown in FIGS. 1, 2, 4, and 5, the compressed air from the From the left hand side of the premix injector 22, an opening 66 of the inner air inlet part 64, and an annular It flows into the opening 68. Enter dual fuel premix injector 22 through annular opening 68 Compressed air is swirled by the main air swirler blades 72 and The air-fuel mixture introduced into the annular fuel-air mixing chamber 90 by the store atomizer 82. Mix with aiki. Each air blast atomizer 82 operates as follows. Gas turbine engine Outside of dual fuel premix injector 22 during operation of gin 20 (high pressure state) Compressed air is dual fuel premixed due to the pressure difference between the internal and low pressure conditions The air blast atomizer is supplied from the outside of the injector 22 to the central air passage 110. It is. Also, in a similar form, the compressed air is supplied to the dual fuel premix injector 22. From outside, through each outer air orifice 116, an air blast atomizer annular The compressed air is sent to an outer air passage 114 where the compressed air Swiveled by (Not shown in the drawing, compressed air "factory air" Compress the supply of compressed air by other means, such as The central air passage 110 and / or the air blast atomizer annular outer space. It is also conceivable to perform this for the air passage 114. ) On the other hand, the liquid fuel is supplied from the main liquid fuel supply pipe 60 to the annular main liquid fuel feed manifold. Through the air cavity 78 and each main liquid fuel feed passage 80. The tomizer is introduced into the annular liquid fuel passage 112. This liquid fuel is By a swirl generating blade 118 in the last atomizer annular liquid fuel passage 112 Can be turned. When exiting the atomizer fuel passage 112 due to the swirling of the liquid fuel, the atomizer A film is formed on the inner surface of the outer wall of the fuel passage 112. This fuel filter Upon exiting the air blast atomizer 82, LUM is simultaneously subdivided into particles ( Atomized) and mixed with air. This atomization and mixing action is dependent on the first air blast atomizer air flow rate ratio. From the air blast atomizer central air passage 110 (ie, Compressed air exiting (along the film surface) and the first air blast atomizer empty A second air blast atomizer that differs from the air flow rate, From the blast atomizer outer annular air passage 114 (ie, the outer fuel film The fuel film as it is trapped between the swirl compressed air (along the surface) Caused by shear shear. Further, this liquid fuel-air mixture is Before being ignited in the burner 42, it is mixed with swirl air in the annular fuel-air mixing chamber 90. . For example, the liquid pilot fuel for starting (ignition) the gas turbine engine 20 When a liquid pilot fuel is used, the liquid pilot fuel is Introduced into the liquid fuel feed line 74. This liquid pilot fuel Passes through the tapered outlet end 75 of the pilot liquid fuel feed line 74 and is conical Shaped pintle swirl generator 122 and pilot fuel pintle swirl The liquid pilot fuel passes through the A uniform film is formed inside the fuel outlet passage 124. When this liquid pilot fuel film exits the pilot fuel outlet passage 124 , Simultaneously, it is atomized and introduced from the compressor section 30 to the opening 66, where the annular cooling / pyro Air passage 92, perforations 98, cooling pipes 104, and radial swirl generating blades 106. It is mixed with the passing air. This atomization and mixing action is performed by the pilot fuel outlet passage 12. Radial swirl given on liquid pilot fuel film coming out of 4 It is caused by the shearing force of the compressed air exiting from the raw blade 106. Preferred In other words, the radial swirl generating blade 106 conveys the compressed air passing there -Shaped pilot fuel pintle swirl generator 122 and pilot fuel Of the liquid pilot fuel by the action of the pintle fuel swirl generating blade 123 What is necessary is just to rotate in the direction opposite to the rotation direction. After that, The fuel-air mixture is ignited in an annular combustor 42. According to a second embodiment of the present invention, the tubular atomizer 126 shown in FIGS. For the liquid main fuel operation used, the dual fuel premix injector 22 It operates in the form of The liquid fuel is an annular main liquid fuel feed manifold cavity. From the nozzles 78 through the respective metering orifices 130 to the inner surface of each spray tube 126. Be paid. At the same time, due to the pressure difference between the inside and outside of the dual fuel premix injector 22, Compressed air is drawn into each spray tube 126 from outside the injector outer wall 83. Drawing Not shown, but by other means, such as a `` factory air '' source of compressed air. Thus, it is also conceivable to supply compressed air to each spray pipe 126. For each spray tube 126 Here, the liquid fuel becomes a fuel film on the inner surface of the spray tube 126. Respectively Each metering orifice 130 is tangentially oriented against the inner surface of the spray tube 126 As a result, the fuel film rotates about the spray tube axis 132. Rotating fuel As the fuel film exits the spray tube 126 into the annular fuel-air mixing chamber 90, the fuel film Action of swirl air from annular opening 68, passing through fuel-air mixing chamber 90 Is atomized into particles. In order to improve atomization, each spray tube 126 has an annular The air passing through the fuel-air mixing chamber 90 from the port 68 (the main air swirling blade 72 Centered around the injector center axis 54 in the direction opposite to the direction of rotation) Oriented to rotate as. Then the fuel-air mixture created Aiki exits dual fuel premix injector 22 and is ignited in annular combustor 42 You. As shown in FIGS. 8, 9 and 9A, the dual fuel reserve according to the third embodiment of the present invention is shown. The mixing injector 222 operates as follows. Compression from compressor section 30 Air flows to the left of dual fuel premix injector 22 as seen in FIGS. From the hand side, it enters the inner annular opening 266 and the annular opening 268. Through the outer annular opening 268 The compressed air entering dual fuel premix injector 222 is Swiveled by raid 272. Dual fuel premix through inner annular opening 266 Compressed air entering the injector 222 passes through the annular cooling air passage 293 and In the vicinity of 42, this air is used to cool the injector center body 302 and , Piercing 299 '(thus creating an impact jet), and forming a labyrinth When passing through the cooled cooling pipe 304 and entering the annular combustor 42, the injector Used for cooling the center body 302. This air is also described in detail below. As such, it is used to mix with pilot fuel during pilot operation. When the gas turbine engine 20 is operated using main gas fuel, the outer annular opening The compressed air entering dual fuel premix injector 222 through port 268 is After being introduced into the annular main gas fuel manifold cavity 284 from the fuel supply pipe 262 The annular fuel-air mixing chamber 29 passes through the empty spoke member 286 and the passage 288 provided therein. Mix with gaseous fuel introduced into zero. After exiting the annular fuel-air mixing chamber 290, the gaseous fuel The charge-air mixture is burned in an annular combustor 42. For example, the pilot gas fuel for starting (ignition) the gas turbine engine 20 If used, air is introduced from the compressor section 30 into the inner annular opening 266 Annular cooling air passage 293, perforations 299 '(thus creating an impact jet), And passes through a cooling tube 304 in which a labyrinth is formed. This air is the pilot gas From the fuel supply pipe 258 to the annular pilot gas fuel passage 276 and the pyro Of the pilot fuel outlet passage 324 through the cut gas fuel swirler blade 277 Gas flowing through a pilot fuel pintle swirl generator 322 Mixed with fuel. When the gas turbine engine 20 is operated using the main liquid fuel, Compressed air from the compressor section 30 is dual fuel premixed, as seen in FIGS. Inflow from the left hand side of the injector 222 into the inner annular opening 266 and the outer annular opening 268 I do. Compressed air entering dual fuel premix injector 222 through outer annular opening 268 The air is swirled by the main air swirler blades 272 and the air blast Air-fuel mixture introduced into annular fuel-air mixing chamber 290 by tomizer 282 Mix with. Each air blast atomizer 282 operates as follows. Gas turbine The outside of the dual fuel premix injector 222 (high pressure Due to the pressure difference between the state (state) and the inside (low pressure state), the compressed air From outside the mixing injector 222, the air is supplied to the air blast atomizer central air passage 310. Be paid. Also, in a similar form, the compressed air is supplied by a dual fuel premix injector. From outside the 222, through each outer air opening 316, Into the annular outer air passage 314 where the compressed air is swirled. Swiveled by raid 320. (Not shown in the drawing, By other means, such as a “factory air” source, the supply of compressed air can be Tortomizer central air passage 310 and / or air blast atomizer It is also conceivable to do for the annular outer air passage 314. ) On the other hand, liquid fuel is supplied from the main liquid fuel supply pipe 260 to the annular main liquid fuel feed manifold. Through the hold cavity 279 and each main liquid fuel feed passage 280, The last atomizer is introduced into the annular liquid fuel passage 312. This liquid fuel Air blast atomizer swirl generating blade 318 in annular liquid fuel passage 312 Is turned. When exiting the atomizer fuel passage 312 due to the turning of the liquid fuel, the atomizer A film is formed on the inner surface of the outer wall of the fuel passage 312. This fuel filter Upon exiting the air blast atomizer 282, LUM is simultaneously subdivided into particles ( Atomized) and mixed with air. Dual fuel premix according to a first embodiment of the present invention This form is similar to the air blast atomizer 82 used for the injector 22. The atomization and mixing action depends on the first air blast atomizer air flow rate, Air blast atomizer from the central air passage 310 (ie, the inner fuel film table Compressed air exiting along the surface) and the first air blast atomizer air flow rate Air blast according to the second air blast atomizer air flow rate From the atomizer outer annular air passage 314 (i.e., along the outer fuel film surface) The fuel film when trapped between swirl compressed air Triggered by interruption. Further, the liquid fuel-air mixture is supplied to the annular combustor 42. Before being ignited, it is mixed with swirl air in an annular fuel-air mixing chamber 290. For example, for starting (ignition) the gas turbine engine 20, the liquid pilot fuel If a pilot fluid is used, the liquid pilot fuel must be To the pilot liquid fuel feed line 274. This liquid pilot fuel The charge passes through the tapered outlet end 275 of the pilot liquid fuel feed line 274, By passing through a conical shaped pintle swirler 322, the liquid Ilot fuel forms a uniform film inside the pilot fuel outlet passage 324. It is made to accomplish. This liquid pilot fuel film is When exiting the mouth passage 324, it is atomized all at once, and the inner annular opening 266 Perforated 299 'through introduced annular pilot air passage 291 and annular cooling air passage 293 And the air that has passed through the cooling pipe 304 in which the labyrinth has been formed. This atomization The mixing and mixing action is based on the liquid pilot fuel By compressed air coming out of the labyrinth-shaped cooling tube 304, which is given on the Caused by shear forces. Thereafter, the liquid pilot fuel-air mixture is: It is ignited in the annular combustor 42. The configuration of the dual fuel premix injectors 22 and 222 according to the present invention includes, for example, In many aspects of performance, such as minimizing fuel contamination, improving durability, and reducing emissions To provide the benefits. Typically, dual fuel premix injectors 22 and 222 are either natural gas or diesel. One of the fuels, and the other Gin 20 can be started and fuel can be switched while the gas turbine engine 20 is running. I'm trying. For use with dual fuel premix injectors 22 and 222 Thus, the gas turbine engine 20 operates on either natural gas or liquid fuel. The lean premixed combustion without the use of other diluents such as water or steam By doing so, low emissions of nitrogen oxides can be achieved. Various modifications and alternatives to the present invention are possible in light of the above description. Will be apparent to those skilled in the art. Therefore, this description should be considered only as an example In order to teach those skilled in the art the best mode for carrying out the present invention. is there. Details of the structure may be changed without substantially departing from the spirit of the present invention. And the exclusive use of all modifications falling within the scope of the appended claims is protected. You.

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者カウエルルークエイチアメリカ合衆国カリフォルニア州 92111 サンディエゴマウントエイブラハムアベニュー 3895 (72)発明者ロッキアジョンエフアメリカ合衆国カリフォルニア州 92037 ラジョララジョラショアーズドライヴ 9540────────────────────────────────────────────────── ─── Continuation of front page (72) Inventor Cowell Luke H United States California 92111 San Diego Mount Ave Laham Avenue 3895 (72) Inventor Rockia John F United States California 92037 La Jolla La Jolla Shores Drive 9540

Claims

[Claims] 1． A fuel-air mixing chamber (90, 290) having an outer surface (83, 283); One or more fuel atomizers (82, 126) respectively disposed on the surface (83, 283). , 282) and Each of the fuel atomizers (82, 126, 282) has an air passage (110, 114, 129, 310, 314) and a fuel passage (112, 130, 312). (22, 222). 2． Each of the air passages (129) is a cylindrical tube (129) having an inner surface. The fuel injector (22) according to claim 1, wherein: 3． Each of the fuel passages (130) is a fuel metering orifice (130). 3. The fuel injector (22) according to claim 2, wherein: Four. Each of the fuel metering orifices (130) is substantially in communication with the respective cylindrical tube (129). The method according to claim 3, further comprising an outlet portion intersecting tangentially. The described fuel injector (22). Five. The injector (22) has a central axis (54, 254), and each of the fuel atomizers Is characterized by being inclined at an axis inclination angle (α, β) with respect to the central axis (54, 254). A fuel injector (22) according to claim 1, characterized in that it is a feature. 6． The method according to claim 5, wherein the axis inclination angle (β) is about 70 °. Fuel injector (22). 7． The fuel passages (112, 130, 312) are annular liquid fuel passages (112, 312). The fuel injectors (22, 222) are provided with gaseous fuel in the fuel-air mixing chambers (90, 290). In order to introduce the fuel, a hollow attached to the above-mentioned fuel injector (22, 222) It is characterized by having a plurality of passages (88, 288) provided in the spoke members (86, 286). A fuel injector (22, 222) according to claim 1, characterized in that: 8． The annular liquid fuel passages (112, 312) are in fluid communication with the main liquid fuel supply pipes (60, 260). And the fuel injectors (22, 222) are connected to the hollow spoke member. (86, 286) in fluid communication with the main gas fuel manifold cavity (84, 284). ), And the fuel injector (22, 222) is a liquid pilot fuel. With a pilot liquid fuel feed line (74, 274) to introduce the flow. Sign The fuel injector (22, 222) according to claim 7, wherein: 9． The fuel injector (22, 222) has a central axis (54, 254), and The liquid fuel feed line (74, 274) is connected to the injector central axis (54, 254). 9. The fuel tank according to claim 8, wherein the fuel tank is disposed substantially along the axis. Injector (22, 222). 10.The fuel injectors (22, 222) are annular The above-mentioned claim, characterized in that it comprises an ilot gas fuel feed passage (76, 276). Item 10. A fuel injector according to item 9, wherein the fuel injector is a fuel injector. 11.The annular pilot gas fuel feed passage (76, 276) is provided in the injector. The fuel according to claim 10, characterized in that it is centered on the axle (54, 254). Injectors (22, 222). 12. The fuel injector (22, 222) is a pyroelectric A liquid fuel feed line (74, 274). The fuel injector according to claim 1, (22, 222). 13.The fuel injector (22, 222) has a central axis (54, 254), The liquid fuel feed line (74, 274) is connected to the injector central axis (54, 254). 13. The fuel injection device according to claim 12, wherein the fuel Injector (22, 222). 14.The fuel injectors (22, 222) are annular The above-mentioned claim, characterized in that it comprises an ilot gas fuel feed passage (76, 276). Item 2. The fuel injector according to Item 1, wherein the fuel injector is a fuel injector. 15. The fuel injector (22, 222) has a central axis (54, 254) and The lot gas fuel feed passage (76, 276) is connected to the injector central axis (54, 254). 15.The fuel injector according to claim 14, wherein (22, 222). 16.Injector center body (102,302), An injector arranged radially outside the injector center body (102, 302) Outer wall (83, 283), The injector center body (102, 302) and the injector outer wall (83, 28) 3) An annular fuel-air mixing chamber (90, 290) disposed between One or more fuel atomizers respectively located on the injector outer walls (83, 283). (82, 126, 282), Each of the fuel atomizers (82, 126, 282) has an air passage (110, 114, 129, 310, 314) And a fuel passage (112, 130, 312). (22, 222). 17.Each fuel atomizer (126) described above moves from the injector center axis (54) to the spray pipe axis. For a radius extending perpendicular to (132), tilted at a radial tilt angle (μ) 17. The fuel injector (22) according to claim 16, wherein: 18.The method according to claim 17, wherein the radial inclination angle (μ) is about 37 °. A fuel injector as described. 19.Injector center body (102, 302), An injector arranged radially outside the injector center body (102, 302) Outer wall (83, 283), The injector center body (102, 302) and the injector outer wall (83, 28) 3) an annular fuel-air mixing chamber (90, 290) disposed between It is arranged on each of the injector outer walls (83, 283) and mixes with the air flow. Inner and outer air passages (110, 310), Air passages (114, 314), and the inner air passages (110, 310) and the outer air passages (110, 314). 114, 314) and a fuel passage (112, 312) disposed therebetween. Fuel injector (22, 222) characterized by having an atomizer (82, 282) ). 20. Each of the fuel passages (112, 312) may include one or more fuel swirls that create a vortex in the fuel flow. 20. The apparatus according to claim 19, further comprising: Fuel injectors (22, 222). 21. Each of the outer air passages (114, 314) may be provided with one or more 20.The device according to claim 19, further comprising: Fuel injectors (22, 222). 22.The inner air passages (110, 310), the outer air passages (114, 314), and the fuel The passages (112, 312) are provided for fuel discharged from the fuel passages (112, 312). It is characterized in that it is provided to provide a shearing force to subdivide the fuel into particles. 20. The fuel injector (22, 222) according to claim 19, characterized in that: 23. Fuel with main liquid fuel feed line (80, 280) and outer surface (83, 283) -The main liquid in the fuel injector (22, 222) with an air mixing chamber (90, 290) A method of mixing fuel with air, Introducing fuel from the outer surface (83, 283); Introducing air from the outer surface (83, 283); and The fuel and air are mixed with additional air passing through the fuel-air mixing chamber (90, 290). A dual fuel injection method comprising the step of mixing. 24. The step of introducing the fuel comprises the steps of: Forming a fuel film having a fuel cell surface. 24. The dual fuel injection method according to claim 23. 25. The step of introducing air comprises an air flow along the inner fuel film surface. 25. The dual of claim 24, comprising the step of providing Fuel injection method. 26. The step of introducing air includes applying a shear force to the fuel film to Air flow across the outer fuel film surface to break up the fuel into particles. 26. The dual of claim 25, comprising the step of providing Fuel injection method. 27. The step of forming the fuel film comprises a step of forming the fuel film into a cylindrical shape. 25. The dual of claim 24, comprising the step of forming Fuel injection method. 28.The step of introducing air comprises providing an air flow along the inner film surface. 28. The dual fuel of claim 27, further comprising the step of: Injection method. 29. The step of introducing air is performed on the surface of the fuel film formed into a cylindrical shape. The outer fuel filler to apply a shear force to the Providing a flow of air across the system surface. 29. The dual fuel injection method according to claim 28.