JP2005337703A - ガスタービンエンジン燃焼器ミキサ - Google Patents

Abstract

【課題】 本発明は、固体炭素又はコークスの形成を減少させるガスタービンエンジン燃焼器用の燃料・空気ミキサ（２８）を提供する。
【解決手段】 ベンチュリ（４０）の上流の一次ラジアルスワーラ（５０）は、長手方向軸線（４２）に対して円周方向かつ下流方向に傾斜した複数の半径方向に延びる一次空気ジェット（５６）を含む。複数のアキシャルジェット（７１）は、１次スワーラの空気を貫いて延びかつ長手方向軸線（４２）の周りで円周方向に配置される。燃料・空気ミキサ（２８）の実施形態では、アキシャルジェットとベンチュリ（４０）のスロート（７３）の内面（４８）とは、長手方向軸線から半径方向に半径（Ｒ）上に位置している。アキシャルジェットは、スワーラ（５０）の上流部分（５２）に取付けられたインサート（８０）内に設置されかつ複数の半径方向に延びる一次空気ジェットの軸方向前方に位置する。
【選択図】 図１

Description

本発明は、ガスタービンエンジン燃焼器用の燃料・空気ミキサに関し、より具体的には、このような燃料・空気ミキサ上への固体炭素又はコークスの形成を減少させることに関する。

ガスタービンエンジン燃焼器は、燃料を加圧空気と混合しかつ燃焼させるために燃料ノズルと燃料・空気ミキサとを用いる。一般的に、スモーク及びその他の望ましくない副生成物を最少にしかつ燃焼過程の効率を最大にするために、燃料は、燃焼に先立って燃料・空気ミキサ内で空気と予混合される。

燃料・空気ミキサは、効率的かつ完全な燃焼を行わせるために燃料を噴霧化しかつ燃料を空気と予混合するように設計される。１次及び２次逆回転空気スワーラを組入れて、該１次及び２次空気スワーラによって形成した逆回転空気流間の相互作用の区域又は帯域内に生じる強い剪断力によって燃料を霧化させる低圧燃料・空気ミキサが設計されてきた。スワーラカップとも呼ばれる空気スワーラは、ベンチュリと、該ベンチュリの軸線の周りに形成された円周方向かつ下流方向に傾斜した空気ジェットとを含む。空気ジェットは、燃料と混合させるのに先立って空気に旋回を与えて、霧化及び混合を高める。

燃料・空気ミキサにおいて極めてよく起こる問題は、燃焼器部品、特に空気スワーラのベンチュリ上への、コークス化と通常呼ばれている炭素の形成である。固体炭素すなわちコークスは、液体の炭化水素燃料が高温金属表面に衝突することによって形成される。衝突により、燃料の熱分解が生じ、表面上に固体炭素すなわちコークスが堆積することになる。コークスは、一般的に最新式のガスターボシャフト又はターボファンエンジンの燃焼器入口状態の典型である４００〜９００°Ｆの間の温度で形成される。固体炭素は、９００°Ｆを超える温度で酸化されるか又は燃尽されることになる。

これらの温度は高出力運転時には見られるが、液体燃料の衝突の冷却作用は、ベンチュリ表面が炭素を燃尽させるのを可能にするほど十分高い温度に達することを妨げる。計測機能付きベンチュリにおけるテストは、表面温度が入口空気温度を下回る３００〜４００°Ｆであり、そのことは、ベンチュリ表面が大半のエンジン運転の間に４００°Ｆ〜９００°Ｆの炭素形成温度範囲にあることになることを示した。液体燃料の衝突はまた、酸素が表面に達するのを妨げ、さらに炭素の堆積の一因となる。

ベンチュリ表面上への炭素の形成は、表面の空気力学的形状を変形させ、それによって燃焼器内の燃料の分布を崩壊させる。このことにより、燃焼器の高温ストリークが生じ、タービン損傷を引き起こすことになる。燃焼器温度のゆがみはまた、エンジン劣化をモニタするのに用いる出口温度熱電対の示度をゆがませ、誤った劣化表示をもたらすことになる。さらに、エンジン始動及び高い高度での点火もまた、悪影響を受けることを示した。重度の場合には、これらの炭素の堆積は、ベンチュリ通路全体の閉塞を引き起こし、このことにより燃料が燃焼器ライナの外側に付着することになり、ケーシングの貫通溶融を引き起こしまた飛行中のエンジン停止を引き起こすことになる。

１次ラジアル流入スワーラの上流端部の内側にかつベンチュリに隣接して配置された燃料ノズルと、それから燃料を指定噴霧角でベンチュリ内に噴霧する燃料ノズルを通る燃料通路と、燃料通路を囲むパージ空気流とが、特許文献１に開示されている。パージ空気流は、ベンチュリの長手方向軸線にほぼ平行に流れて該ベンチュリの内面に沿って空気の境界層を形成する。空気の境界層は、ベンチュリの内面に接触する燃料の量を最小にし、その結果、炭素形成を減少させる。炭素形成を抑制する目的で、燃料ノズルの燃料インジェクタ先端内に環状の通路又は空気シュラウドを組入れて、旋回していない空気を導入している（実施例として、特許文献１及び特許文献２を参照）。燃料ノズル先端内の空気シュラウドは、常に燃料ノズル先端内に受入れることができるとは限らない。
米国特許第６５７１５５９号 米国特許第５１２３２４８号

ガスタービンエンジン燃焼器の燃料・空気ミキサは、その中に配置されたほぼ環状のベンチュリ有する本体を含む。ベンチュリは、該ベンチュリを通る長手方向軸線と、上流端部と、下流端部と、内面とを有する。ベンチュリの上流に位置する一次ラジアルジェットスワーラは、長手方向軸線に対して円周方向かつ下流方向に傾斜した複数の半径方向に延びる一次空気ジェットを含む。複数のアキシャルジェットは、一次スワーラの空気を貫いて軸方向に延びかつ長手方向軸線の周りで円周方向に配置される。アキシャルジェットは、矩形断面を有することができる。

燃料・空気ミキサの例示的な実施形態ではさらに、アキシャルジェットとベンチュリのスロートの内面とは、長手方向軸線から測定して該長手方向軸線から半径方向にほぼ等しい距離で半径上に位置している。アキシャルジェットは、１次ラジアルジェットスワーラの上流部分に取付けられたインサート内に設置され、かつ複数の半径方向に延びる一次空気ジェットの軸方向前方に位置している。一次ラジアルジェットスワーラは、ほぼ環状の上流部分と円錐形下流部分とを含み、複数の半径方向に延びる一次空気ジェットは、円錐形下流部分を貫通して配置され、またアキシャルジェットは、上流部分を貫通して配置される。

二次空気スワーラは、一次ラジアルジェットスワーラの下流に位置しまたベンチュリの周りで円周方向にかつ該ベンチュリから半径方向に間隔を置いて配置される。二次空気スワーラは、間隔を置いて配置したベルマウス状フェアリングとベンチュリとの間に配置された複数の２次スワーラベーンを含む。アキシャルジェットの少なくとも幾つかは、一次空気ジェットの対応する１つの１次スワーラ中心線と該一次空気ジェットの出口の下流で交差するジェット中心線を有する。

ガスタービンエンジン燃焼器燃料・空気ミキサを組入れた燃料インジェクタ組立体は、長手方向軸線と整列した状態で１次ラジアルジェットスワーラの環状の上流端部内に配置された燃料ノズルを含む。

図１に示すのは、圧縮機ディフューザ（図示せず）の下流に位置し、かつ圧縮機吐出空気１４と流れ連通状態になった例示的なガスタービンエンジン燃焼セクション１０である。燃焼セクション１０は、その中に燃焼室１６を有する燃焼器１１を含む。燃焼器１１は、形状がほぼ環状であり軸方向に延びるエンジン中心軸線１７を囲む。燃焼器１１は、それぞれ半径方向外側及び内側ライナ１８及び２０とほぼドーム状の端部２２とを含む。外側及び内側ライナ１８及び２０に取付けられた燃焼器隔壁２４は、複数の円周方向に間隔を置いて配置された開口２６を含み、開口の各々内には、燃焼室１６内に燃料及び空気を送給するためのガスタービンエンジン燃焼器燃料・空気ミキサ２８が配置される。

燃焼器１１はケーシング３０によって囲まれ、ケーシング３０は、外側ライナ１８と共に環状の外側通路３２を形成する。ドーム状端部２２は、圧縮機吐出空気１４を燃料・空気ミキサ２８に供給するための複数の開口３６を含む。各燃料・空気ミキサ２８は、その中に配置されたほぼ環状のベンチュリ４０を有する本体３８を含む。ベンチュリ４０は、それを通る長手方向軸線４２を有し、かつ上流端部４４、下流端部４６及び内面４８を含む。ベンチュリの上流端部４４は、１次ラジアルジェットスワーラ５０に当接する。１次ラジアルジェットスワーラ５０は、ほぼ環状の上流部分５２と半径方向フランジ５５で終わる円錐形下流部分５４とによって形成された管状フェルールとして示している。複数の半径方向に延びる一次空気ジェット５６が、円錐形下流部分５４を貫通して配置される。一次空気ジェット５６は、長手方向軸線４２に対して円周方向かつ下流方向に傾斜しており、一次空気ジェット５６に流入する圧縮機吐出空気１４が旋回を与えられて１次スワーラジェット空気流５８を形成するようになる。ベンチュリ４０は、一次ラジアルジェットスワーラ５０に対して配置されて、１次スワーラジェット空気流５８が旋回状態でベンチュリ４０に流入することを可能にする。

燃料ノズル６０は、ベンチュリの長手方向軸線４２と整列した状態で１次ラジアルジェットスワーラ５０の環状の上流端部４４内に配置されて、燃料インジェクタ組立体６１を形成する。燃料ノズル６０は、燃料６４をベンチュリ４０内に噴霧するための燃料通路６２を含み、ベンチュリ４０内において燃料が霧化されかつ１次スワーラ空気と混合される。一次ラジアルジェットスワーラ５０の下流に位置する二次空気スワーラ６６は、ベンチュリ４０の周りで円周方向にかつ該ベンチュリ４０から半径方向に間隔を置いて配置される。圧縮機吐出空気１４は、二次空気スワーラ６６内に流入し、間隔を置いて配置したベルマウス状フェアリング６８とベンチュリ４０との間にかつ傾斜した状態で互いに等距離に配置された複数の２次スワーラベーン７２によって方向付けられて、そこを流れる圧縮機吐出空気に旋回が発生する。２次スワーラベーンは、１次スワーラ空気ジェット５６と同一又は異なる接線方向に傾斜させることができる。フェアリング６８は、ベンチュリの下流端部４６の後方に延びる。フェアリング６８は、ベンチュリ４０と組合さって、それを通って２次スワーラ空気が流れる流体通路７０を形成するように位置しかつ該ベンチュリ４０から間隔を置いて配置される。この２次スワーラ空気は、ベンチュリ４０の下流端部４６の後方で１次スワーラジェット空気流５８及び燃料６４の混合気と混合し、それによって燃焼のためにさらに燃料を霧化しかつ該燃料及び空気を混合する。ここに記載した燃料・空気ミキサ構成は、一般的に１０００°Ｆ近くになる温度で作動する。ベンチュリ４０内で１次スワーラジェット空気流と混合する燃料の遠心力作用により、燃料がベンチュリ４０の内面４８を濡らし、そのことにより、表面温度が低下し、特定の条件下で、炭素形成、一部のケースではコークス化と通常呼ばれるコークス形成が広く発生し始めることになる。

図１、図２及び図３を参照すると、１次スワーラ空気を貫いて軸方向に延びる複数のアキシャルジェット７１が、燃料ノズル６０及び長手方向軸線４２の周りで円周方向に配置され、燃料・空気ミキサ２８を通って軸方向に流れる圧縮機吐出空気１４に対して開口している。アキシャルジェット７１を用いて、ベンチュリ４０の内面４８上に空気の境界層を形成して、表面に接触する燃料の量を最小にし、その結果、カーボン化を減少させる。軸方向に流れる圧縮機吐出空気１４のこの部分は、パージ空気流７６と呼ばれる。アキシャルジェット７１は、本明細書では矩形断面７４、又はより具体的には方形断面を有するものとして示している。アキシャルジェット７１は、円形、楕円形又はレーストラック形断面のような他の形状を備えた断面を有することができる。アキシャルジェット７１は、長手方向軸線４２から測定してベンチュリ４０のスロート７３の内面４８とほぼ同一距離である半径Ｒ上に位置していることに注目されたい。アキシャルジェット７１及びスロート７３の内面４８は両方とも、長手方向軸線４２から測定して実質的に半径Ｒに位置する。アキシャルジェットをほぼベンチュリスロートの半径である半径位置に配置することにより、依然として１次旋回流中に燃料噴霧を混入することを可能にしながら、ベンチュリ壁面からの燃料噴霧の必要な隔離をもたらす。

図２及び図３では、アキシャルジェット７１は、上流部分５２に取付けられたインサート８０を貫通して軸方向に延び、半径方向に燃料ノズル６０と１次ラジアルジェットスワーラ５０の上流部分５２との間に位置するものとして示している。インサート８０はまた、複数の半径方向に延びる一次空気ジェット５６の上流又は軸方向前方に位置する。インサート８０は、燃料ノズル６０の先端８４をインサート内部に挿入することができるように、１次ラジアルジェットスワーラ５０の上流部分５２に溶接されるか或いは他の方法で取付け又は固着される。それに代えて、図４に示すように、インサート８０は、燃料インジェクタ組立体６１から排除することができ、アキシャルジェット７１は、１次ラジアルジェットスワーラ５０の上流部分５２を貫通して軸方向に延び、かつ複数の半径方向に延びる一次空気ジェット５６の上流又は軸方向前方に位置する。

アキシャルジェット７１の少なくとも幾つかは、１次ラジアルジェットスワーラ５０を貫通して一次空気ジェット５６の幾つかの中に軸方向に延び、かつ一次空気ジェット５６の半径方向最内点７７によって定まる１次ラジアルジェットスワーラ５０の円周Ｃの半径方向内側に位置する。これらのアキシャルジェット７１は、図５に示すように、一次空気ジェット５６の対応する１つの１次スワーラ中心線８８と該一次空気ジェット５６の吐出口すなわち出口９０の下流の交点９２で交差するジェット中心線８２を有する。

従来技術の燃料・空気ミキサ設計は、米国特許第６５７１５５９号に開示されかつ図示されているように、燃料ノズル内の環状の空気通路によって形成されたシュラウドを用いて燃料・空気ミキサに対してパージ空気流を送給する。これは、二重通路燃料インジェクタを用いる場合には、例えばＧＥ ＣＦ６型よりも小さいより小型のガスタービンエンジンに対して実施できない。また、燃料インジェクタ遮熱シールド作用は、インジェクタ上に空気シュラウドを配置することによって極度に損なわれる。パージをスワーラ上に置くことによって、本発明においてそうであるのと同様に燃料インジェクタ設計においてより多くの自由度が可能になる。

例示的な方法で、本発明をこれまで説明してきた。用いてきた専門用語は、限定ではなく説明の用語としての性質のものであることを意図していることを理解されたい。本明細書では、本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものを説明してきたが、当業者には本明細書の教示から本発明の他の変更が明らかになるはずであり、また、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。

一次ラジアルジェットスワーラと２次ラジアル流入スワーラと燃料インジェクタ先端中心線に平行に配向したアキシャルジェットとを含むミキサを備えたキャブレタを有するアニュラ型燃焼器の一部分を通る長手方向断面図。 図１に示す一次ラジアルジェットスワーラ及びアキシャルジェットの前方から後方に見た斜視図。 図１の線３−３を通る一次ラジアルジェットスワーラ及びアキシャルジェットの後方から前方に見た斜視図。 図１に示す別の一次ラジアルジェットスワーラ及びアキシャルジェットの前方から後方に見た斜視図。 図１に示す一次ラジアルジェットスワーラ及びアキシャルジェットの長手方向拡大断面図。

符号の説明

１０ ガスタービンエンジン燃焼セクション
１１ 燃焼器
１４ 圧縮機吐出空気
１６ 燃焼室
１７ エンジン中心軸線
１８ 外側ライナ
２０ 内側ライナ
２２ ドーム状端部
２４ 燃焼器隔壁
２６ 燃焼器隔壁の開口
２８ 燃料・空気ミキサ
３６ ドーム状端部の開口
３８ 燃料・空気ミキサの本体
４０ ベンチュリ
４２ ベンチュリの長手方向軸線
４８ ベンチュリの内面
５０ １次ラジアルジェットスワーラ
５６ 一次空気ジェット
６０ 燃料ノズル
６１ 燃料インジェクタ組立体
６４ 燃料
６６ 二次空気スワーラ
６８ ベルマウス状フェアリング
７１ アキシャルジェット
７２ ２次スワーラベーン
７３ ベンチュリのスロート

Claims (10)

1. ガスタービンエンジン燃焼器の燃料・空気ミキサ（２８）であって、
   その中に配置されたほぼ環状のベンチュリ（４０）を有し、前記ベンチュリ（４０）が該ベンチュリを通る長手方向軸線（４２）と、上流端部（４４）、下流端部（４６）及び内面（４８）とを有する、本体（３８）と、
   前記長手方向軸線（４２）に対して円周方向かつ下流方向に傾斜した複数の半径方向に延びる一次空気ジェット（５６）を含む、前記ベンチュリ（４０）の上流に位置する一次ラジアルジェットスワーラ（５０）と、
   前記一次スワーラの空気を貫いて軸方向に延びかつ前記長手方向軸線（４２）の周りで円周方向に配置された複数のアキシャルジェット（７１）と、
   を含むことを特徴とする、燃料・空気ミキサ（２８）。
2. 前記アキシャルジェット（７１）と前記ベンチュリ（４０）のスロート（７３）の内面（４８）とが、前記長手方向軸線（４２）から測定して該長手方向軸線（４２）から半径方向にほぼ等しい距離で半径（Ｒ）上に位置していることをさらに特徴とする、請求項１記載の燃料・空気ミキサ（２８）。
3. 前記アキシャルジェット（７１）が矩形断面（７４）を有することをさらに特徴とする、請求項１記載の燃料・空気ミキサ（２８）。
4. 前記アキシャルジェット（７１）が、前記一次ラジアルジェットスワーラ（５０）の上流部分（５２）に取付けられたインサート（８０）内に設置されかつ前記複数の半径方向に延びる一次空気ジェット（５６）の軸方向前方に位置していることをさらに特徴とする、請求項１記載の燃料・空気ミキサ（２８）。
5. 前記一次ラジアルジェットスワーラ（５０）の下流に位置しまた前記ベンチュリ（４０）の周りで円周方向にかつ該ベンチュリ（４０）から半径方向に間隔を置いて配置された二次空気スワーラ（６６）をさらに含むことを特徴とする、請求項１記載の燃料・空気ミキサ（２８）。
6. 前記二次空気スワーラ（６６）が、間隔を置いて配置したベルマウス状フェアリング（６８）と前記ベンチュリ（４０）との間に配置された複数の２次スワーラベーン（７２）を有することをさらに特徴とする、請求項５記載の燃料・空気ミキサ（２８）。
7. 前記アキシャルジェット（７１）が、前記一次ラジアルジェットスワーラ（５０）の上流部分（５２）に取付けられたインサート（８０）内に設置されかつ前記複数の半径方向に延びる一次空気ジェット（５６）の軸方向前方に位置していることをさらに特徴とする、請求項６記載の燃料・空気ミキサ（２８）。
8. 前記一次ラジアルジェットスワーラ（５０）が、ほぼ環状の上流部分（５２）と円錐形下流部分（５４）とを有し、
   前記複数の半径方向に延びる一次空気ジェット（５６）が、前記円錐形下流部分（５４）を貫通して配置され、
   前記アキシャルジェット（７１）が、前記上流部分（５２）を貫通して配置され、
   二次空気スワーラ（６６）が、前記一次ラジアルジェットスワーラ（５０）の下流に位置し、また前記ベンチュリ（４０）の周りで円周方向にかつ該ベンチュリ（４０）から半径方向に間隔を置いて配置され、
   前記二次空気スワーラ（６６）が、間隔を置いて配置したベルマウス状フェアリング（６８）と前記ベンチュリ（４０）との間に配置された複数の２次スワーラベーン（７２）を有する、
   ことをさらに特徴とする、請求項１記載の燃料・空気ミキサ（２８）。
9. 前記アキシャルジェット（７１）が、前記一次ラジアルジェットスワーラ（５０）の上流部分（５２）に取付けられたインサート（８０）内に設置されかつ前記複数の半径方向に延びる一次空気ジェット（５６）の軸方向前方に位置していることをさらに特徴とする、請求項８記載の燃料・空気ミキサ（２８）。
10. 前記アキシャルジェット（７１）の少なくとも幾つかが、
    前記一次空気ジェット（５６）の対応する１つの１次スワーラ中心線（８８）と該一次空気ジェット（５６）の出口（９０）の下流で交差するジェット中心線（８２）を有することをさらに特徴とする、請求項８記載の燃料・空気ミキサ（２８）。

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