JP2007132652A - タービンエンジン内に流体を噴射するための装置 - Google Patents

Abstract

【課題】ガスタービンエンジン（１０）を作動させるのを可能にする方法を提供する。
【解決手段】本方法は、ノズル（５０）内のチャンバ（１６０）に蒸気及び主燃料を供給する段階と、チャンバ内で主燃料と蒸気とを混合する段階と、複数の円周方向に間隔を置いて配置された混合物出口（１０４）から燃焼器（１６）内に混合物を吐出する段階とを含む。
【選択図】 図４

Description

本出願は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、タービンエンジン内に流体を噴射するための方法及び装置に関する。

大気汚染の世界的関心により、国内的にもまた国際的にも厳しい排気ガス排出（エミッション）基準が導入されるようになってきた。それらの同じような規制により、タービンエンジン製造者は、エミッションを改善した状態でかつ／又は有効寿命及び信頼性を増大させた状態で、より効率的なエンジンを設計すると同時により効率的にエンジンを作動させるのを可能にする改良した改造構成部品を設計するようになってきた。さらに、例えばエンジン運転休止時に発生する収益損失のようなタービンエンジンの購入及び保守整備に関連した全体的に高い資本コストもまた、それらエンジン製造者が、より信頼性がありかつ長い有効寿命を有するエンジンを設計しようとする要因になっている。

ガスタービンエンジンに供給される流体すなわちガス及び蒸気の混合物を制御することは、エンジンの性能にとって極めて重要なものといえる。一般的に、ガス及び蒸気で作動するガスタービンエンジンは、必ずしも全ての運転状態でエミッション要件を満たしているとはいえず、具体的には、そのようなエンジンは一般的に、他の公知のエンジンと同様に一酸化炭素（ＣＯ）エミッション要件を満たしていない。例えば、ガス及び蒸気を利用する少なくとも一部の公知のガスタービンエンジンは、ガス及び水を利用するガスタービンエンジンよりも高いＣＯエミッションを発生する。より具体的には、ガス及び蒸気の混合不良により、燃料が内側寄りに滞留した状態になって、より高いＣＯエミッションの発生を引き起こす。さらに、混合不良は、燃焼器内の再循環安定ゾーンを下流側に移動させる可能性があり、そのことにより、火焔が分離した状態になり、ＣＯエミッションの発生を引き起こすおそれがある。

１つの態様では、タービンエンジン燃料ノズル用のノズル先端部を提供する。本先端部は、２つのチャンバと、少なくとも１つのパイロット燃料出口と、少なくとも１つの燃料混合物出口とを備えた環状の本体を含む。少なくとも１つのパイロット燃料出口は、燃料ノズル先端部内の２つのチャンバの１つからパイロット燃料を吐出するように構成される。少なくとも１つの燃料混合物出口は、燃料ノズル先端部の第２のチャンバから主燃料及び蒸気の混合物を吐出するように構成される。第２のチャンバは、燃料ノズル先端部から混合物を吐出する前に主燃料と蒸気とを予混合するように構成される。

別の態様では、ガスタービンエンジンを提供する。本ガスタービンエンジンは、燃焼器と、燃料ノズル先端部を含む燃料ノズルとを含む。燃料ノズル先端部は、２つのチャンバと、少なくとも１つのパイロット燃料出口と、少なくとも１つの燃料混合物出口とを備えた環状の本体を含む。少なくとも１つのパイロット燃料出口は、事前選択したエンジン運転時においてのみ燃焼器にパイロット燃料を吐出するように構成される。少なくとも１つの燃料出口は、ガスタービンエンジンでより多くの出力が必要とされる場合に、燃焼器内に主燃料及び蒸気の混合物を放出するように構成される。

さらに別の態様では、ガスタービンエンジンを作動させる方法を提供する。本方法は、ノズル内のチャンバに主燃料を供給する段階と、チャンバに蒸気を供給する段階と、チャンバ内で主燃料及び蒸気を混合した後に、ノズルを通って延びる中心線の周りで円周方向に間隔を置いて配置されかつ該中心線から外向きに延びる少なくとも１つの出口から燃焼器内に混合物を吐出する段階とを含む。

図１は、低圧圧縮機１２と高圧圧縮機１４と燃焼器１６とを含む例示的なガスタービンエンジン１０の概略図である。エンジン１０はまた、高圧タービン１８と低圧タービン２０とを含む。圧縮機１２とタービン２０とは、第１のシャフト２１によって連結され、また圧縮機１４とタービン１８とは、第２のシャフト２１によって連結される。１つの実施形態では、ガスタービンエンジン１０は、オハイオ州シンシナチ所在のＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｅｎｇｉｎｅｓから購入可能なＬＭ２５００型エンジンである。

運転中、空気は、低圧圧縮機１２を通って流れ、低圧圧縮機１２は、該低圧圧縮機１２から高圧圧縮機１４に加圧空気を供給する。高度に加圧された空気は、燃焼器１６に送給される。燃焼器１６からの空気流は、タービンノズルを通って流れてタービン１８及び２０を駆動した後に、排気ノズル２４を通ってガスタービン１０から流出する。当技術分野では公知なように、ガスタービンエンジンはさらに、燃焼器に燃料を供給する燃料ノズル（図示せず）を含む。

図２は、例えばガスタービンエンジン１０（図１に示す）のようなガスタービンエンジンで使用することができる燃料ノズル５０の例示的な実施形態の概略側面断面図である。燃料ノズル５０は、パイロット燃料回路５２と、主燃料回路５４と、蒸気回路５６とを含む。パイロット燃料回路５２は、始動及びアイドリング運転時にノズル５０の中心部を通してノズル５０の端部５８にパイロット燃料を供給する。端部５８は、ガスタービンエンジン１０の燃焼器１６（図１に示す）内にパイロット燃料を吐出するように構成される。主燃料回路５４及び蒸気回路５６は、パイロット燃料回路５２の半径方向外側にかつ該パイロット燃料回路５２の周りで円周方向に配置される。主燃料回路５４及び蒸気回路５６は、それぞれノズル端部５８を通して燃焼器１６に主燃料及び蒸気を供給する。より具体的には、主燃料及び蒸気は各々、ノズル端部５８を通して、燃焼器１６内でノズル５０の下流に形成された燃焼ゾーン内に吐出される。

図３は、例えばタービンエンジン１０（図１に示す）のようなガスタービンエンジンで使用することができる例示的な燃料ノズル先端部１００の斜視図である。図４は、ノズル先端部１００の断面図である。ノズル先端部１００は、複数のパイロット燃料出口１０２と複数の燃料混合物出口１０４とを含む。パイロット燃料出口１０２は、燃料ノズル先端部１００の中心部１１０の周りで円周方向にかつ該中心部１１０の半径方向外側に間隔を置いて配置される。

この例示的な実施形態では、パイロット燃料出口１０２は、ノズル先端部１００を通って延びる中心線１１４に対して斜めに配向される。従って、パイロット燃料出口１０２から吐出されるパイロット燃料は、中心線１１４から離れる方向の斜角θで先端部１００から外向きにかつ燃料混合物出口１０４から吐出される燃料混合物に向かって噴出する。この例示的な実施形態では、ノズル先端部１００は、４つのパイロット燃料出口１０２を含む。別の実施形態では、ノズル先端部１００は、４つよりも多い又は少ないパイロット燃料出口１０２含む。当業者には明らかなように、パイロット燃料出口１０２の数は、燃料ノズル先端部１００の用途に応じて変化する。

燃料混合物出口１０４は、パイロット燃料出口１０２の周りで円周方向にかつ該パイロット燃料出口１０２の半径方向外側に間隔を置いて配置される。さらに、燃料混合物出口１０４は、燃料ノズル先端部１００内に形成されたチャンバ１６０（図２に示す）から燃料／蒸気混合物を吐出するように構成される。この例示的な実施形態では、燃料混合物出口１０４は、中心線１１４とほぼ平行に配向される。別の実施形態では、燃料混合物出口は、中心線１１４に対して斜めに配向される。従って、燃料混合物出口１０４から吐出される燃料混合物は、中心線１１４にほぼ平行にノズル先端部１００から外方に噴出する。

運転時において、パイロット出口１０２は、ガスタービンエンジンの始動又はアイドリング運転時には燃焼器内にパイロット燃料を吐出する。付加的な出力が要求される場合には、主燃料及び蒸気は、チャンバ１６０内で混合され、燃料混合物出口１０４を通して、ガスタービンエンジンの燃焼器内に形成された燃焼ゾーン内に吐出される。主燃料及び蒸気は、燃焼ゾーン内に吐出される前に混合されるので、希薄混合物により、非予混合型ノズル先端部よりも低いエミッションが得られる。従って、ノズル先端部１００内での主燃料と蒸気との混合を高めることにより、燃焼器内に形成された燃焼ゾーン内でのより安定した火焔を維持することが可能になる。一般的に、火焔の安定性を制御することにより、燃焼器内でのＣＯエミッションの発生を低減することが可能になる。

本明細書で使用する場合、単数形で記載しかつ前に数詞を伴わない要素又は段階は、排除することを明確に記載していない限り、複数のそのような要素又は段階を排除するものではないと理解されたい。さらに、本発明の「１つの実施形態」という表現は、記載した特徴も同時に組み入れた付加的な実施形態の存在を排除するものとして解釈されることを意図するものではない。

上記のガスタービンエンジン用の燃料ノズル先端部は、エミッション基準を満たすことができるエンジンを提供する。燃料ノズル先端部は、その中で主燃料及び蒸気を燃焼器内に吐出する前に予混合することができるチャンバを含む。その結果、燃焼器に形成された燃焼ゾーンにおいてより安定した火焔が維持され、これにより、ＣＯエミッションの発生を低減することが可能になる。

本明細書に記載した方法及びシステムは、ガスタービンエンジンに燃料を供給することに関して説明しているが、本明細書に記載した燃料ノズル先端部の方法及びシステムは、ガスタービンエンジンに限定されるものではないことを理解されたい。同様に、例示した燃料ノズル先端部の構成要素は、本明細書に記載した特定の実施形態に限定されるものではなく、むしろ、燃料ノズル先端部の構成要素は、本明細書に記載した他の構成要素から独立してかつ別個に利用することができる。

本発明を様々な特定の実施形態に関して説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変更で実施することができることは当業者には明らかであろう。

例示的なガスタービンエンジンの概略図。 図１に示すガスタービンエンジンで使用することができる燃料ノズルの例示的な実施形態の断面図。 図２に示す燃料ノズルで使用することができる例示的な燃料ノズル先端部の斜視図。 図３に示す燃料ノズル先端部の断面図。

符号の説明

１０ ガスタービンエンジン
１２ 低圧圧縮機
１４ 高圧圧縮機
１６ 燃焼器
１８ 高圧タービン
２０ 低圧タービン
２１ 第２のシャフト
２２ 第１のシャフト
２４ 排気ノズル
５０ 燃料ノズル
５２ パイロット燃料回路
５４ 主燃料回路
５６ 蒸気回路
５８ ノズル端部
１００ ノズル先端部
１０２ パイロット燃料出口
１０４ 燃料混合物出口
１１０ 中心部
１１４ 中心線
１６０ チャンバ

Claims (10)

1. 環状の本体を含み、前記環状の本体が、
   所定のエンジン運転時においてのみパイロット燃料を吐出するようにパイロット燃料源（５２）と流れ連通した第１のチャンバ（１６０）と、
   別の所定のエンジン運転時において主燃料及び蒸気の混合物を吐出するように主燃料源（５４）及び蒸気源（５６）と流れ連通した第２のチャンバと、を含む、
   タービンエンジン（１０）燃料ノズル（５０）用のノズル先端部（１００）。
2. 前記第１及び第２のチャンバ（１６０）が、該第１のチャンバ内のパイロット燃料が該第２のチャンバ内の主燃料及び蒸気と混合しないように分離している、請求項１記載のノズル先端部（１００）。
3. 前記ノズル先端部が、ほぼ円形でありかつ該ノズル先端部を通って延びる中心線（１１４）を含み、主燃料及び蒸気の混合物が、前記中心線から外向きの第１の半径方向距離に形成された複数の混合物出口（１０４）を通して前記第２のチャンバから吐出されるように構成される、請求項３記載のノズル先端部（１００）。
4. パイロット燃料が、前記中心線（１１４）から外向きの第２の半径方向距離に形成された複数のパイロット燃料出口（１０２）を通して前記第１のチャンバから吐出されるように構成される、請求項３記載のノズル先端部（１００）。
5. 前記第１の半径方向距離が、前記第２の半径方向距離よりも大きい、請求項４記載のノズル先端部（１００）。
6. 前記複数の混合物出口（１０４）が、前記中心線（１１４）に対して斜角で該ノズル先端部から主燃料及び蒸気混合物を吐出するように構成される、請求項３記載のノズル先端部（１００）。
7. 該ノズル先端部が、前記中心線（１１４）に対して斜角でパイロット燃料を吐出するように構成される、請求項３記載のノズル先端部（１００）。
8. 燃焼器（１６）と、
   前記燃焼器と流れ連通したノズル先端部（１００）と、
   を含み、前記ノズル先端部が、
   環状の本体をさらに含み、前記環状の本体が、
   所定のエンジン運転時においてのみ前記燃焼器内にパイロット燃料を吐出するようにパイロット燃料源（５２）と流れ連通した第１のチャンバ（１６０）と、
   他の所定のエンジン運転時において前記燃焼器内に主燃料及び蒸気の混合物を吐出するように主燃料源（５４）及び蒸気源（５６）と流れ連通した第２のチャンバと、を含む、
   ガスタービンエンジン（１０）。
9. 前記第１及び第２のチャンバ（１６０）が、該第１のチャンバ内のパイロット燃料が該第２のチャンバ内の主燃料及び蒸気と混合しないように分離している、請求項８記載のガスタービンエンジン（１０）。
10. 前記ノズル先端部（１００）が、ほぼ円形でありかつ該ノズル先端部を通って延びる中心線（１１４）を含み、主燃料及び蒸気の混合物が、前記中心線から外向きの第１の半径方向距離に形成された複数の混合物出口（１０４）を通して前記第２のチャンバから吐出されるように構成される、請求項８記載のガスタービンエンジン（１０）。

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