JP2010249504A

JP2010249504A - デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置

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Publication number: JP2010249504A
Application number: JP2010091059A
Authority: JP
Inventors: Alfred Albert Mancini; アルフレッド・アルバート・マンシーニ; Michael Anthony Benjamin; マイケル・アンソニー・ベンジャミン; George Chia-Chun Hsiao; ジョージ・チア−チュン・シャオ; Claude Henry Chauvette; クロード・ヘンリー・ショーヴェット
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2009-04-16
Filing date: 2010-04-12
Publication date: 2010-11-04
Also published as: EP2241816A2; US20100263382A1; CA2698865A1; CN101893242A

Abstract

【課題】ツイン環状予混合スワラに好適な燃料ノズルを提供する。
【解決手段】燃料ノズルアセンブリ１２は、円形一次出口、環状二次出口９８、１００を備える同心の一次及び二次パイロット燃料ノズル５８、５９と、パイロット燃料ノズル５８、５９の径方向外側に間隔を空けて配置される主燃料ノズル６１とを有する。一次及び二次パイロット燃料ノズル５８、５９は、円錐状の一次出口穴、二次出口穴１６６、１６７をそれぞれ含む。二次パイロット燃料ノズル５９は、一次パイロット燃料ノズル５８に直接隣接して配置され、一次パイロット燃料ノズル（５８）を囲繞する。第１パイロットスワラ１１２は、デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部５７に隣接してその径方向外側に配置され、第２パイロットスワラ１１４は、第１スワラ１１２の径方向外側に配置され、スプリッタ１１６は、第１及び第２パイロットスワラ１１２、１１４の間に配置される。
【選択図】図３

Description

本発明は、エンジン動作体系全体を通して好ましくない燃焼生成物成分の発生が最小限に抑えられる多段ガスタービンエンジン燃焼システムに関し、特に、一次燃料噴射ポートと二次燃料噴射ポートとを備えるパイロットミキサを有するミキサアセンブリへの燃料の流れを、能動的に制御する方法及び装置に関する。

航空機用ガスタービンエンジンの多段燃焼システムは、窒素酸化物（ＮＯｘ）、未燃炭化水素（ＨＣ）、及び一酸化炭素（ＣＯ）等の好ましくない燃焼生成物成分が、特に、空港付近で発生することを規制するように開発されている。空港付近では、このような好ましくない燃焼生成物成分が、都市の光化学スモッグ問題の一因となっている。ガスタービンエンジンも、燃料効率が良く、低い運転コストであるように設計される。

スモッグ及び他の好ましくない環境状態をもたらすガス、特に、内燃機関から放出されるガスの生成及び排出を最小化することに重点を置いた今日の視点により、各種異なるガスタービンエンジン燃焼器設計が導入されており、これらの設計は、前述のような好ましくない燃焼生成物成分の生成及び排出を抑制することを目指して開発されている。燃焼器の設計に影響を与える他の要因は、ガスタービンエンジンのユーザの効率的な低コスト運転についての要望であり、これは、エンジン出力を維持しながら、又は増大させながら燃焼消費を節減するという要求につながる。従って、航空機用ガスタービンエンジン燃焼システムの重要な設計基準には、各種のエンジン動作状態において高い熱効率を提供するために高い燃料温度を提供することに加え、粒子状物質の排出、好ましくないガスの排出、及び光化学スモッグを形成する前駆物質である燃焼生成物の排出の原因となる好ましくない燃焼状態を最小限に抑制することが含まれる。

各種の政府規制機関は、好ましくない大気状態を発生させる主要な寄与因子として認識されている未燃炭化水素（ＨＣ）、一酸化炭素（ＣＯ）、及び窒素酸化物（ＮＯｘ）の許容できるレベルに応じた排出規制を設定している。従って、各種異なる燃焼器設計は、このような基準を満たすように開発される。例えば、好ましくないガスタービンエンジン燃焼生成物の排出を最小化する問題に取り組む１つの方法は、多段燃焼である。多段燃焼器は、燃焼生成物の特性をより厳密に制御するために、低速及び低出力状態に対応した第１段バーナを含む。第１段と第２段のバーナの組み合わせを提供して、燃焼生成物を排出規制内に維持することを図りながらより高い出力状態に対応する。第１段及び第２段のバーナの動作のバランスを取ってエンジンの効率的な熱動作を実現すると同時に、好ましくない燃焼生成物の生成を最小化するのは困難であるということは理解されるであろう。この点に関して、ＮＯｘの排出を抑制するために低い燃焼温度で動作させると、不完全燃焼、又は部分的な不完全燃焼が生じることにもなり得る。このような不完全燃焼は、過量のＨＣ及びＣＯの生成につながると共に、電気出力及び熱効率を低下させることになり得る。一方、高い燃焼温度は、熱効率を改善し、ＨＣ量及びＣＯ量を低減するが、多くの場合、ＮＯｘの出力量を増やすことになる。

これらの好ましくない燃焼生成物成分の発生を最小限に抑えるために提案されている他の方式は、注入燃料と燃焼用空気のより効率的な混合を提供することである。この点に関しては、燃料と空気の混合状態を改善する多数のミキサ設計がこの数年の間に提案されている。この方式では、混合物全体で燃焼が均一になるようにして、不完全燃焼によって生じるＨＣレベル及びＣＯレベルを低下させる。ただし、混合状態が改善されたとしても、火炎温度が高い時には、高出力状態において好ましくないＮＯｘがより高いレベルで形成される。

使用される１つのミキサ設計は、ツイン環状予混合スワラ（ＴＡＰＳ：ｔｗｉｎａｎｎｕｌａｒｐｒｅｍｉｘｉｎｇｓｗｉｒｌｅｒ）として知られるもので、米国特許第６，３５４，０７２号、第６，３６３，７２６号、第６，３６７，２６２号、第６，３８１，９６４号、第６，３８９，８１５号、第６，４１８，７２６号、第６，４５３，６６０号、第６，４８４，４８９号、及び第６，８６５，８８９号に開示されている。ＴＡＰＳミキサアセンブリは、エンジン動作サイクル全体を通して燃料が供給されるパイロットミキサと、エンジン動作サイクルのうちの上昇した出力状態の間のみ燃料が供給されるメインミキサとを含む。高出力状態（すなわち、離陸及び上昇）中の該アセンブリのメインミキサの改善については、特許出願第１１／１８８，５９６号、１１／１８８，５９８号、及び１１／１８８，４７０号に開示されているが、エンジン動作領域の他の部分（すなわち、アイドリング、進入、及び巡航）についても、燃焼効率を維持しながら動作性が向上するようにパイロットミキサを改良することが求められている。この改良と共に、機能性及び柔軟性を向上させるために、ＴＡＰＳ式ミキサアセンブリのパイロットミキサが開発されている。このパイロットミキサは、「ＰｉｌｏｔＭｉｘｅｒＦｏｒＭｉｘｅｒＡｓｓｅｍｂｌｙＯｆＡＧａｓＴｕｒｂｉｎｅＥｎｇｉｎｅＣｏｍｂｕｓｔｏｒＨａｖｉｎｇＡＰｒｉｍａｒｙＦｕｅｌＩｎｊｅｃｔｏｒＡｎｄＡＰｌｕｒａｌｉｔｙＯｆＳｅｃｏｎｄａｒｙＦｕｅｌＩｎｊｅｃｔｉｏｎＰｏｒｔｓ（一次燃料噴射装置及び複数の二次燃料噴射ポートを有するガスタービンエンジン燃焼器のミキサアセンブリ用パイロットミキサ）」という名称の特許出願に開示されている。出願番号第１１／３６５，４２８号のこの特許出願は、本願の譲受人によって所有されており、その開示内容を本願明細書の一部として援用する。

米国特許第７，４６４，５５３号

従って、ＴＡＰＳ燃焼器に関して、各種のエンジン動作モード及び動作状態で燃焼効率を向上させ、且つ燃焼の音響共振を低減することが求められている。低流量状態において注入された燃料の噴霧安定性及び霧化特性を犠牲にせずに、燃料の流量数を向上させることによって、パイロットミキサの燃料噴射装置が、増加した燃料流量範囲を有するガスタービンエンジンのＴＡＰＳミキサアセンブリを提供することが求められている。サブアイドル及び低出力状態では、パイロット燃料噴霧器先端流量数の合計が低くなければならず、パイロット動作には、より高いエンジン推力状態のための第２のパイロット燃料ノズル噴射装置及び回路が必要である。このため、サブアイドル効率を改善し、且つ、燃焼の音響共鳴を低減することも求められている。前述した全ての問題は、燃料噴射装置のコーキングに対する耐性を維持しながら解決されなければならない。

ガスタービンエンジンの燃料ノズルアセンブリは、実質的に同心の一次及び二次パイロット燃料ノズル（デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置と称する）、一次及び二次パイロット燃料ノズルの径方向外側に間隔を空けて配置される主燃料ノズル、並びに一次及び二次パイロット燃料ノズルそれぞれの円形一次出口及び環状二次出口を含む。主燃料ノズルの例示的実施形態は、径方向外側に開口した燃料噴射オリフィスの円形又は環状の配列を含む。

燃料ノズルアセンブリの例示的実施形態は、一次及び二次パイロット燃料ノズルを含むデュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部を含み、一次及び二次パイロット燃料ノズルは、それぞれ円錐状の一次出口穴、二次出口穴を有する。

二次パイロット燃料ノズルは、径方向において、一次パイロット燃料ノズルに直接隣接して配置されて、一次パイロット燃料ノズルを囲繞しても良いが、これに代えて、二次パイロット燃料ノズルは、一次パイロット燃料ノズルから径方向に間隔を空けて配置されても良い。

中空ステムを有するガスタービンエンジン燃料噴射装置を使用して、実質的に同心の一次及び二次パイロット燃料ノズルを備える少なくとも１つの燃料ノズルアセンブリを支持でき、一次及び二次パイロット燃料ノズルは、円形一次出口、環状二次出口をそれぞれ有する。

燃料噴射装置の例示的実施形態は、デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部に隣接してその径方向外側に配置される第１パイロットスワラ、第１スワラの径方向外側に配置される第２パイロットスワラ、及び径方向において第１パイロットスワラと第２パイロットスワラの間に配置されるスプリッタを含む。スプリッタの下流部にはベンチュリが形成され、ベンチュリは、集束部と、拡散部と、これらの間で、且つ一次パイロット燃料ノズルの一次出口の下流に位置する喉部とを含む。

スプリッタ及びベンチュリの短縮型は、集束部の集束部長さの１％〜２５％の範囲である拡散部の拡散部長さと、スプリッタ壁のスプリッタ鈍端とを有する。スプリッタ鈍端の冷却は、スプリッタ壁の径方向内側の表面上で喉部の上流に位置する冷却孔入口から、スプリッタ壁のスプリッタ鈍端上の下流に面する表面に位置する冷却孔出口まで延びる冷却孔によって提供できる。これに代えて、周方向に傾斜した冷却孔を使用しても良く、冷却孔は、スプリッタ壁の径方向内側の表面上で喉部の上流に位置する冷却孔入口から、スプリッタ壁のスプリッタ鈍端上で後部又は下流に面する表面に位置する冷却孔出口まで延びる。

デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置が組み込まれたガスタービンエンジン燃料供給回路は、一次燃料回路及び主燃料回路に燃料を供給するように接続されるパイロット一次燃料・主燃料混合マニホールドを更に含み、一次燃料回路及び主燃料回路はそれぞれ、一次パイロット燃料ノズル、主燃料ノズルに燃料を供給するように接続される。パイロット二次燃料マニホールドは、二次パイロット燃料ノズルに燃料を供給するように接続された二次燃料回路に燃料を供給するように接続される。パイロット一次燃料・主燃料混合マニホールドと、一次燃料回路及び主燃料回路との間に、連続可変圧力作動燃料スプリッタバルブを動作可能に配設して、一次燃料回路の一次パイロット燃料ノズルと主燃料回路の主燃料ノズルの間の燃料の分割状態を変化させる。パイロット二次燃料マニホールドと二次パイロット燃料ノズルとの間に、連続可変圧力作動燃料フローバルブを動作可能に配して、パイロット二次燃料マニホールドから二次燃料回路の二次パイロット燃料ノズルへの燃料の流れを制御できる。

本発明の前述した態様及び他の特徴を、添付図面と関連させて後述する。

メイン及びデュアルオリフィスパイロットノズルを有する多段燃料噴射装置の例示的実施形態を含むガスタービンエンジン燃焼器を示す断面図である。図１の燃料噴射装置を、部分的に斜視図で、且つ部分的に断面図で示す図である。図２のメイン及びデュアルオリフィスパイロットノズルの拡大断面図である。図３のデュアルオリフィスパイロットノズルの代替の例示的実施形態を示す長手方向断面図である。後ろ向きの鈍後縁面を有する刈り込みスプリッタを備える、図３のデュアルオリフィスパイロットノズルの例示的実施形態を示す長手方向断面図である。スプリッタを通って軸方向に延びる冷却孔を備える、図３のデュアルオリフィスパイロットノズルの例示的実施形態を示す長手方向断面図である。図６のスプリッタを示す、後ろ向きの前部断面図である。スプリッタを通って延びる周方向に傾斜した冷却孔を備える、図３のデュアルオリフィスパイロットノズルの例示的実施形態を示す長手方向断面図である。図８のスプリッタを示す、後ろ向きの前部断面図である。図１の燃料噴射装置の例示的実施形態の燃料供給部及び弁構成を示す図である。図１の燃焼器の段構成を示す図である。

図１に、燃焼器１６の例示的実施形態を示す。燃焼器１６は、エンジン中心線５２を中心として境界を形成する径方向外側及び内側の各環状ライナ２０、２２によって、その間に画定される燃焼領域１８を含む。外側及び内側のライナ２０、２２は、環状燃焼器ケース２６の径方向内側に位置しており、環状燃焼器ケース２６は、外側及び内側のライナ２０、２２の周方向を取り巻いて延びる。燃焼器１６は、燃焼領域１８の上流に設けられて、外側及び内側のライナ２０、２２に取り付けられる環状ドーム３４も含む。ドーム３４は、燃焼領域１８の上流端３６を画定し、複数のミキサアセンブリ４０（そのうちの１つのみを図示）は、ドーム３４の周りで周方向に間隔を空けて配置される。各ミキサアセンブリ４０は、ドーム３４内に設けられるメインミキサ１０４と、パイロットミキサ１０２とを含む。

燃焼器１６は、高圧コンプレッサ排気口６９においてＣＤＰ空気（コンプレッサ排気圧空気）と呼ばれる、加圧された燃焼器排気１４の環状の流れを排気口６９から受け取る。コンプレッサ排気１４の第１部分２３は、ミキサアセンブリ４０に流入するが、ミキサアセンブリ４０には、前述の排気と混合して燃料−空気混合物を形成する燃料も注入される。この燃料−空気混合物が、燃焼領域１８に供給されて燃焼する。燃料−空気混合物６５の点火が、適切な点火装置７０によって行われると、その結果得られる燃焼ガス６０が、環状の第１段タービンノズル７２に向かって軸方向に流れて、ノズル７２内に流入する。ノズル７２は、径方向に延び、且つ間隔を空けて円形に配置される複数のノズル羽根７４を含む環状流路によって画定され、ノズル羽根７４がガスを旋回させることで、ガスは角度を持って流れて、第１タービン（図示せず）の第１段タービンブレード（図示せず）に衝突する。

図１の矢印は、燃焼器１６内でコンプレッサ排気が流れる方向を示す。コンプレッサ排気１４の第２部分２４は、外側のライナ２０の周りに流れ、コンプレッサ排気１４の第３部分２５は、内側のライナ２２の周りに流れる。図２に更に示す燃料噴射装置１０は、燃焼器ケース２６に固定して封止されるように構成されるノズルマウント又はフランジ３０を含む。燃料噴射装置１０の中空ステム３２は、フランジ３０に一体に形成されるか、又はフランジ３０に（例えば、蝋付け又は溶接によって）固定されており、燃料ノズルアセンブリ１２を含む。中空ステム３２は、燃料ノズルアセンブリ１２及びパイロットミキサ１０２を支持する。ステム３２の上部のバルブハウジング３７は、図１０に模式的に図示したバルブを含む。バルブについては、後でより具体的に説明する。

図２及び図３を参照して説明すると、燃料ノズルアセンブル１２は、実質的に同心の一次及び二次パイロット燃料ノズル５８、５９を備えるデュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部５７を含む。燃料ノズルアセンブリ１２は、一次及び二次パイロット燃料ノズル５８、５９の径方向外側に間隔を空けて配置される主燃料ノズル６１を更に含む。二次パイロット燃料ノズル５９は、径方向において、一次パイロット燃料ノズル５８に直接隣接して配置されて、一次パイロット燃料ノズル５８を囲繞する。一次及び二次パイロット燃料ノズル５８、５９、主燃料ノズル６１、並びにミキサアセンブリ４０を用いて、燃焼領域１８に燃料空気混合物６５を送る。主燃料ノズル６１は、径方向外側に開口した燃料噴射オリフィス６３の円形又は環状の配列を含む。各ミキサアセンブリ４０が有する中心線軸１２０を中心として、一次及び二次パイロット燃料ノズル５８、５９、並びに主燃料ノズル６１が配設される。

中央ボディ１０３は、径方向において、一次及び二次パイロット燃料ノズル５８、５９と、主燃料ノズル６１との間に配設されて、これらのノズルを支持する。中央ボディ１０３は、パイロットミキサ１０２を取り囲むと共に、パイロットミキサ１０２と流体連通するチャンバ１０５をパイロットミキサ１０２の下流に画定する。パイロットミキサ１０２は、径方向内径ＩＤの位置でデュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部５７を径方向に支持し、中央ボディ１０３は、径方向外径ＯＤの位置で主燃料ノズル６１を径方向に支持する。主燃料ノズル６１は、ミキサアセンブリ４０のメインミキサ１０４内に設けられ、デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部５７は、パイロットミキサ１０２内に設けられる。

パイロットミキサ１０２は、デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部５７に隣接してその径方向外側に配置される第１パイロットスワラ１１２と、第１スワラ１１２の径方向外側に配置される第２パイロットスワラ１１４と、これらのスワラの間に配置されるスプリッタ１１６とを含む。スプリッタ１１６は、デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部５７の下流に延び、スプリッタ１１６の下流部１１５にベンチュリ１１８が形成される。ベンチュリ１１８は、集束部１１７と、拡散部１１９と、その間の喉部１２１とを含む。喉部１２１は、一次パイロット燃料ノズル５８の一次出口９８の下流に配置される。スプリッタ１１６は、集束部１１７から喉部１２１の後方すなわち下流に向かって先細になる壁面厚さ１２５を有する。第１及び第２パイロットスワラ１１２、１１４は、概して、デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部５７及びミキシングアセンブリ４０の中心線軸１２０と平行に方向決めされる。第１及び第２パイロットスワラ１１２、１１４は、その内部を通る空気を旋回させる複数の旋回羽根４４（図２及び図３に模式的に図示）を含む。燃料及び空気は、エンジン動作サイクル中、常時パイロットミキサ１０２に供給されるため、燃焼領域１８の中央部に一次燃焼領域１２２（図１に図示）が形成される。

一次及び二次パイロット燃料ノズル５８、５９は、円形一次出口９８、環状二次出口１００をそれぞれ備え、概して下流方向に燃料を噴射するように動作し、しばしばデュアルオリフィスノズルと呼ばれる。主燃料ノズル６１は、径方向外側に開口した燃料噴射オリフィス６３の円形配列から、概して径方向の外側に向かって燃料を噴射するように動作する。一次パイロット燃料ノズル５８は、一次環状マニホールド１３８に燃料を供給する一次燃料供給路１５８を含み、一次環状マニホールド１３８は、一次パイロット燃料ノズル５８の下流端１４２の近くに配置される。二次パイロット燃料ノズル５９は、二次環状マニホールド１３９に燃料を供給する二次燃料供給路１５９を含み、二次環状マニホールド１３９は、二次パイロット燃料ノズル５９の下流端１４３の近くに配置される。

燃料は、下流端１４２において、マニホールド１３８から一次燃料スワラ１３６内に供給される。本明細書で説明する例示的な一次燃料スワラ１３６は、一次パイロット燃料ノズル５８の円錐状の一次出口穴１６６を燃料で事前に被覆するために、下流側及び周方向に傾斜した燃料噴射孔１６４を有する円筒プラグであり、これにより燃料の霧化を改善する。円錐状の一次出口穴１６６は、円形一次出口９８において最大になる。一次燃料スワラ１３６が燃料を旋回させ、この旋回する燃料の遠心力により、円錐状の一次出口穴１６６の一次円錐面１６８に燃料が衝突することで、一次円錐面１６８に沿って燃料の事前被膜が形成される。

燃料は、二次パイロット燃料ノズル５９の下流端１４３において、二次燃料供給路１５９内で二次環状マニホールド１３９から二次燃料スワラ１３７を通って流れる。本明細書で説明する例示的な二次燃料スワラ１３７は、燃料旋回羽根１８２の円形配列１８０で、燃料旋回羽根１８２は、二次パイロット燃料ノズル５９の円錐状の二次出口穴１６７に燃料で事前に被膜を形成するように動作し、これにより燃料の霧化が向上する。円錐状の二次出口穴１６７は、環状二次出口１００において最大になる。二次燃料スワラ１３７が燃料を旋回させ、この旋回する燃料の遠心力により、円錐状の二次出口穴１６７の二次円錐面１６９に燃料が衝突することで、二次円錐面１６９に沿って燃料の事前被膜が形成される。

デュアルオリフィスノズルは、上記で参照した「ＰｉｌｏｔＭｉｘｅｒＦｏｒＭｉｘｅｒＡｓｓｅｍｂｌｙＯｆＡＧａｓＴｕｒｂｉｎｅＥｎｇｉｎｅＣｏｍｂｕｓｔｏｒＨａｖｉｎｇＡＰｒｉｍａｒｙＦｕｅｌＩｎｊｅｃｔｏｒＡｎｄＡＰｌｕｒａｌｉｔｙＯｆＳｅｃｏｎｄａｒｙＦｕｅｌＩｎｊｅｃｔｉｏｎＰｏｒｔｓ（一次燃料噴射装置及び複数の二次燃料噴射ポートを有するガスタービンエンジン燃焼器のミキサアセンブリ用パイロットミキサ）」という名称の米国特許出願第１１／３６５，４２８号に開示されている従来技術の径方向燃料噴射よりも向上した霧化を、特に、高出力燃料の遮断後の始動及び再点火に提供する。同心の一次及び二次パイロット燃料ノズル５８、５９から得られる同心の環状燃料被膜が結合し、混合された燃料は、パイロットミキサ１０２からの空気流によって霧化される。ここで、空気流は、環状二次出口１００近くの平面において最大速度にあり、従来技術で用いられている軸平面の場合よりもかなり速い空気速度を有する。

図４に、同心の一次及び二次パイロット燃料ノズル５８、５９を有する、代替のデュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部５７を示す。燃料噴射装置１０は、一次及び二次パイロット燃料ノズル５８、５９の径方向外側に間隔を空けて配置される主燃料ノズル６１を更に含む。一次及び二次パイロット燃料ノズル５８、５９、主燃料ノズル６１、並びにミキサアセンブリ４０（図４には完全に図示されていないため図１を参照）を用いて、燃焼領域１８に燃料と空気の混合物を送る。主燃料ノズル６１は、径方向外側に開口した燃料噴射オリフィス６３の円形又は環状の配列を含む。

代替のデュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部５７の一次パイロット燃料ノズル５８は、一次パイロット燃料ノズル５８の下流端１４２に隣接して設けられた一次環状マニホールド１３８に燃料を供給する一次燃料供給路１５８を含む。二次パイロット燃料ノズル５９は、環状で、一次パイロット燃料ノズル５８とほぼ同心である。一次及び二次パイロット燃料ノズル５８、５９は、径方向に間隔を空けて設けられる。第１パイロットスワラ１１２は、一次パイロット燃料ノズル５８に隣接してその径方向外側に配置され、一次パイロット燃料ノズル５８を囲繞する。第２パイロットスワラ１１４は、第１スワラ１１２の径方向外側に配置され、スプリッタ１１６は、径方向において、第１パイロットスワラ１１２と第２パイロットスワラ１１４の間に配置される。二次パイロット燃料ノズル５９は、第２パイロットスワラ１１４に隣接してその径方向外側に配置され、第２パイロットスワラ１１４を囲繞する。第３パイロットスワラ１３０は、二次パイロット燃料ノズル５９に隣接してその径方向外側に配置され、二次パイロット燃料ノズル５９を囲繞する。

スプリッタ１１６は、デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部５７の下流に延び、スプリッタ１１６の下流部１１５にベンチュリ１１８を形成する。ベンチュリ１１８は、集束部１１７と、拡散部１１９と、その間の喉部１２１とを含む。二次パイロット燃料ノズル５９は二次燃料供給路１５９を含み、二次燃料供給路１５９は、二次パイロット燃料ノズル５９の下流端１４３の近くで二次燃料供給路１５９内に配置される二次環状マニホールド１３９に燃料を送る。二次燃料供給路１５９は、第３パイロットスワラ１３０が配設される環状の第３パイロット通路８４の下流端８２で環状の二次パイロットオリフィス８０の位置において最大になる。

図５に、他の代替のデュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部５７を示す。パイロットミキサ１０２は、デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部５７に隣接してその径方向外側に配置される第１パイロットスワラ１１２と、第１スワラ１１２の径方向外側に配置される第２パイロットスワラ１１４と、これらの間に配置されるスプリッタ１１６とを含む。スプリッタ１１６は、デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部５７の下流に延びて、下流部にベンチュリ１１８を形成する。ベンチュリ１１８は、集束部１１７と、その後の喉部１２１とを含むが、拡散部は、非常に小さいか、あるいはまったく存在しない。非常に小さい拡散部１１９が存在する場合、拡散部１１９は、図５に示す集束部１１７の数分の１の長さを有する。スプリッタ１１６は、集束部１１７の集束部長さＬ２の１％から２５％の範囲である拡散部１１９の拡散部長さＬ１を有するものとして記載される。スプリッタ１１６はスプリッタ壁１２３を有し、スプリッタ壁１２３は、喉部１２１から、喉部１２１近くのスプリッタ壁１２３のスプリッタ鈍端１２４まで実質的に一定の壁面厚さ１２５を有する。

図６及び図７に、図５に示したベンチュリ１１８及びスプリッタ１１６のスプリッタ鈍端１２４を冷却する冷却手段１２７を示す。図６及び図７に示す冷却手段の実施形態は、軸方向に延びる冷却孔１２８を含み、冷却孔１２８は、喉部１２１の近くでスプリッタ壁１２３内に伸長する。冷却孔１２８は、喉部１２１の上流でスプリッタ壁１２３の径方向内側の表面１３１上の冷却孔入口１２９から、スプリッタ壁１２３のスプリッタ鈍端１２４上の後部又は下流に面する表面１３３の冷却孔出口１３２まで延び、スプリッタ鈍端１２４は、図６に示すように丸み付けされて良い。

図８及び図９に、図５に示したベンチュリ１１８及びスプリッタ１１６のスプリッタ鈍端１２４を冷却する、代替の冷却手段１３４を示す。図８及び図９に示す冷却手段の実施形態は、軸方向に延びて周方向に傾斜する冷却孔１３５を含み、冷却孔１３５は、喉部１２１においてスプリッタ壁１２３内に伸長する。周方向に傾斜した冷却孔１３５は、喉部１２１において、スプリッタ壁１２３の径方向内側の表面１３１上の冷却孔入口１２９から、スプリッタ壁１２３のスプリッタ鈍端１２４上で後部又は下流に面する表面１３３上の冷却孔出口１３２まで延びる。

図１０に、パイロット一次燃料・主燃料混合マニホールド１７２を含む例示的な燃料供給回路１７０を示す。燃料供給回路１７０は、燃料噴射装置１０（上述した各図に図示）の燃料ノズルアセンブリ１２内の一次パイロット燃料ノズル５８及び主燃料ノズル６１それぞれの一次燃料回路１７４及び主燃料回路１７６に燃料１５０を供給する。燃料供給回路１７０は、燃料噴射装置１０内の二次パイロット燃料ノズル５９の二次燃料回路１８４に燃料を供給するパイロット二次燃料マニホールド１７８を更に含む。連続可変圧力作動燃料スプリッタバルブ１８５を使用して、パイロット一次燃料・主燃料混合マニホールド１７２から、燃料噴射装置１０内の一次パイロット燃料ノズル５８及び主燃料ノズル６１それぞれの一次燃料回路５８及び主燃料回路１７６に移動する燃料の分割状態を変化させる。連続可変圧力作動燃料フローバルブ１８７は、パイロット二次燃料マニホールド１７８から、燃焼噴射装置１０内の二次パイロット燃料ノズル５９の二次燃料回路１８４に至る燃料の流れを制御する。第１逆止弁１８９は、パイロット一次燃料・主燃料混合マニホールド１７２と連続可変圧力作動燃料スプリッタバルブ１８５の間に配設される。第２逆止弁１９１は、パイロット二次燃料マニホールド１７８と燃料フローバルブ１８７の間に配設される。これらの逆止弁は、連続可変圧力作動燃料スプリッタバルブ１８５及び燃料フローバルブ１８７に入る前に、燃料が所定の圧力で燃料マニホールドを完全に満たすことを保証する。

図１１に模式的に示す段構成には、燃料ノズル噴射装置１０の第１及び第２セット１９０、１９２を使用する。一次パイロット燃料ノズルはＰＰ、二次パイロット燃料ノズルはＰＳ、そして主燃料ノズルはＭで示す。第１セット１９０は、図１０に示したパイロット一次燃料・主燃料混合マニホールド１７２の第１燃料マニホールド１９４を利用して、第１セット１９０の燃料ノズル噴射装置１０内の一次パイロット燃料ノズル５８及び主燃料ノズル６１それぞれの一次燃料回路１７４及び主燃料回路１７６に、第１燃料比で燃料を供給する。第１セット１９０の例示的実施形態は、ここで、４つの燃料噴射装置及び燃料供給回路１７０を有するものとして例示される。第２セット１９２は、パイロット一次燃料・主燃料混合マニホールド１７２の第２燃料マニホールド１９６を用いて、第２セット１９２の燃料噴射装置１０の一次燃料回路１７４及び主燃料回路１７６に、第２燃料比で燃料を供給する。第２セット１９２の例示的実施形態は、ここで、１８個の燃料噴射装置１０を有するものとして例示される。パイロット二次燃料マニホールド１７８は、第１及び第２セット１９０、１９２両方の燃料噴射装置１０の２２個全ての燃料ノズルアセンブリ１２及び燃料供給回路１７０に燃料を供給する。

第１セット１９０の４つの燃料噴射装置１０は、ノズルとして機能すると共に、燃焼器の第１及び第２点火装置２１０、２１２に近接して配置される。第１セット１９０の一次パイロット燃料ノズル５８は、始動低出力燃料濃縮についての燃焼器の一実施形態において、約９．２５という比較的高い燃料流量で稼動する。第２セット１９２の一次パイロット燃料ノズル５８は、サブアイドル出力レベルについての燃焼器の例示的実施形態において、約３．７という比較的低い燃料流量で稼動する。これにより、サブアイドル効率、高所再点火機能、及び低出力での動作性が改良される。

本発明について例示的に説明してきた。使用した用語は、説明する言葉であることを本質とするものであり、限定することを意図したものではないことは理解されよう。本明細書において、本発明の好ましい例示的実施形態と考えられるものを説明してきたが、本発明の他の変更も本明細書の教示から当業者には明らかであろう。従って、このような全ての変更は、本発明の真の精神及び範囲内に入るものとして、付随する特許請求の範囲に留保されることが求められる。

従って、特許によって保護されることが求められるのは、特許請求の範囲に定義且つ特徴付けされる発明である。

１０燃料噴射装置
１２燃料ノズルアセンブリ
１３エンジン外側ケース
１４コンプレッサ排気
１６燃焼器
１８燃焼領域
２０外側のライナ
２２内側のライナ
２３第１部分
２４第２部分
２５第３部分
２６燃焼器ケース
２８第１タービン
３０フランジ
３２中空ステム
３４環状ドーム
３６上流端
３７バルブハウジング
４０ミキサアセンブリ
５２回転軸
５７パイロット燃料噴射装置先端部
５８一次パイロット燃料ノズル
５９二次パイロット燃料ノズル
６０燃焼ガス
６１主燃料ノズル
６２燃焼室
６３燃料噴射オリフィス
６７ミキシングアセンブリ
６８燃料ノズル
６９排気口
７０適切な点火装置
７２タービンノズル
７４ノズル羽根
７６燃焼器外側ライナ
７８燃焼器内側ライナ
８０二次パイロットオリフィス
８２下流端
８４第３パイロット通路
９８円形一次出口
１００環状二次出口
１０１ミキシングアセンブリ
１０２パイロットミキサ
１０３中央ボディ
１０４メインミキサ
１０５チャンバ
１１２第１パイロットスワラ
１１４第２パイロットスワラ
１１５下流部
１１６スプリッタ
１１７集束部
１１８ベンチュリ
１１９拡散部
１２０中心線軸
１２１喉部
１２２一次燃焼領域
１２３スプリッタ壁
１２４スプリッタ鈍端
１２５壁面厚さ
１２７冷却手段
１２８冷却孔
１２９冷却孔入口
１３０第３パイロットスワラ
１３１内側の表面
１３２冷却孔出口
１３３後部又は下流に面する表面
１３４代替の冷却手段
１３５冷却孔
１３６一次燃料スワラ
１３７二次燃料スワラ
１３８一次環状マニホールド
１３９二次環状マニホールド
１４２下流端
１４３下流端
１５８一次燃料供給路
１５９二次燃料供給路
１６４傾斜した燃料噴射孔
１６６円錐状の一次出口穴
１６７円錐状の二次出口穴
１６８一次円錐面
１６９二次円錐面
１７０燃料供給回路
１７２主燃料マニホールド
１７４一次燃料回路
１７６主燃料回路
１７８二次燃料マニホールド
１８０円形配列
１８２燃料旋回羽根
１８４二次燃料回路
１８５燃料スプリッタバルブ
１８７燃料フローバルブ
１８９第１逆止弁
１９０第１セット
１９１第２逆止弁
１９２第２セット
１９４第１燃料マニホールド
１９６第２燃料マニホールド
２１０第１点火装置
２１２第２点火装置
ＩＤ内径
ＯＤ外径
Ｌ１拡散部長さ
Ｌ２集束部長さ

Claims

実質的に同心の一次及び二次パイロット燃料ノズル（５８、５９）と、
前記一次及び二次パイロット燃料ノズル（５８、５９）の径方向外側に間隔を空けて配置される主燃料ノズル（６１）とを含むガスタービンエンジンの燃料ノズルアセンブリ（１２）であって、
前記一次及び二次パイロット燃料ノズル（５８、５９）は、円形の一次出口、環状の二次出口（９８、１００）をそれぞれ有する、燃料ノズルアセンブリ（１２）。
前記主燃料ノズル（６１）は、径方向外側に開口した燃料噴射オリフィス（６３）の円形又は環状の配列を有する、請求項１に記載の燃料ノズルアセンブリ（１２）。
前記一次及び二次パイロット燃料ノズル（５８、５９）を含むデュアルオリフィスパイロット燃料噴射器先端部（５７）を更に含む、請求項１又は２に記載の燃料ノズルアセンブリ（１２）。
前記一次及び二次パイロット燃料ノズル（５８、５９）は、円錐状の一次出口穴及び二次出口穴（１６６、１６７）を有する、請求項３に記載の燃料ノズルアセンブリ（１２）。
前記主燃料ノズル（６１）は、径方向外側に開口した燃料噴射オリフィス（６３）の円形又は環状の配列を有する、請求項４に記載の燃料ノズルアセンブリ（１２）。
前記二次パイロット燃料ノズル（５９）は、径方向において、前記一次パイロット燃料ノズル（５８）に直接隣接して配置されて、前記一次パイロット燃料ノズル（５８）を囲繞する、請求項１乃至５のいずれか１項に記載の燃料ノズルアセンブリ（１２）。
前記二次パイロット燃料ノズル（５９）は、前記一次パイロット燃料ノズル（５８）から径方向に間隔を空けて配置される、請求項１乃至５のいずれか１項に記載の燃料ノズルアセンブリ（１２）。
少なくとも１つの燃料ノズルアセンブリ（１２）を支持する中空ステム（３２）を含むガスタービンエンジンの燃料噴射装置（１０）であって、
前記燃料ノズルアセンブリ（１２）は、実質的に同心の一次及び二次パイロット燃料ノズル（５８、５９）と、前記一次及び二次パイロット燃料ノズル（５８、５９）の径方向外側に間隔を空けて配置される主燃料ノズル（６１）とを有し、
前記一次及び二次パイロット燃料ノズル（５８、５９）は、円形の一次出口、環状の二次出口（９８、１００）をそれぞれ有する、燃料噴射装置（１０）。
前記一次及び二次パイロット燃料ノズル（５８、５９）を含むデュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部（５７）を更に含み、
前記一次及び二次パイロット燃料ノズル（５８、５９）は、円錐状の一次出口穴及び二次出口穴（１６６、１６７）を有する、請求項８に記載の燃料噴射装置（１０）。
前記デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部（５７）に隣接してその径方向外側に配置される第１パイロットスワラ（１１２）と、
前記第１スワラ（１１２）の径方向外側に配置される第２パイロットスワラ（１１４）と、
径方向において、前記第１及び第２パイロットスワラ（１１２、１１４）の間に配置されるスプリッタ（１１６）とを更に含む、請求項９に記載の燃料噴射装置（１０）。