JP2011141113A - 内蔵通路を備えた燃料ノズル及びその作動方法 - Google Patents

Abstract

【課題】内蔵通路を備えた燃料ノズル及びその作動方法を開示する。
【解決手段】パイロット燃料チャネル２６を通して燃焼ゾーン４２に向けてパイロット燃料の流れ４０を送給するステップと、パイロット燃料チャネル２６の周りに配置された複数の移行通路３０を通して燃焼ゾーン４２に向けて空気の流れを送給するステップとを含む。パイロット燃料の流れ４０及び空気の流れは、燃焼ゾーン４２内で燃焼され、また燃焼のために複数の移行通路３０を通して移行燃料の流れが送給される。二次燃料ノズルは、該燃料ノズルに沿って延びて燃焼ゾーン４２にパイロット燃料の流れ４０を送給するパイロット燃料チャネル２６を含む。複数の移行通路３０が、パイロット燃料チャネル２６の周りに配置され、またパイロット燃料の流れ４０との燃焼のための空気の流れを送給しかつ燃焼ゾーン４２に移行燃料の流れを送給するように構成される。
【選択図】図４

Description

本明細書に開示した主題は、総括的にはターボ機械に関する。より具体的には、本主題の開示は、ターボ機械用の燃料ノズルを通る燃料及び空気通路に関する。

ガスタービンエミッションに対する要求が益々厳しくなってきているので、そのような要求を満たす１つの解決方法は、拡散火炎燃焼器から、完全予混合運転モードを使用する希薄燃料及び空気混合気を利用して例えばＮＯｘ及びＣＯのエミッションを低減するような燃焼器に移行することである。これらの燃焼器は、当技術分野では乾式低ＮＯｘ（ＤＬＮ）、乾式低エミッション（ＤＬＥ）又は希薄予混合（ＬＰＭ）燃焼システムとして公知である。これらの燃焼器は一般的に、燃焼器の低負荷及び中負荷運転時に点火する複数の一次ノズルを含む。完全予混合運転時に、一次ノズルは、二次火炎に給油するための燃料を供給する。一次ノズルは一般的に、燃焼器の最大でも完全予混合モード運転までの中負荷運転において利用する二次ノズルを囲む。二次ノズルは、完全予混合モードのための燃料を供給すること、一次ノズル運転を支えるパイロット火炎のための燃料及び空気を給すること、並びに運転モード間における変更の間に利用するための移行燃料を供給することを含む燃焼器における幾つかの機能を果たす。パイロットモードにおいて、パイロット運転のための燃料は、一般的に燃料ノズルの中心部に設置されたパイロット燃料通路を通して導かれ、またパイロット燃料と混合するための空気は、パイロット燃料通路を囲む複数のパイロット空気通路を介して供給される。燃料ノズルの移行運転時には、付加的燃料が、パイロット燃料通路とは別個にノズル内に設置された一群の移行通路を通して異なる燃料の流れとして該ノズルにより燃焼ゾーン内に強制的に送給される。ノズルが移行モードにない時に、最近の実施法では、移行通路を通して移行空気を流すことによって燃料の移行通路をパージするようにする。この運転では、パイロットは、この低温パージ空気の流れによって囲まれる。パイロット燃料、移行燃料及び空気並びにパイロット空気のための二次ノズル内の別個の通路は、ノズル組立体を複雑なものにする。さらに、一般的なノズルのパイロットは、パイロット燃料及び空気通路の構成のために限定された燃料となり、該パイロット内では、高反応性燃料を利用することができないことになる。

米国特許第７０２４８６１号明細書

本発明の１つの態様によると、ターボ機械燃焼器用の二次燃料ノズルを作動させる方法は、パイロット燃料チャネルを通して燃焼ゾーンに向けてパイロット燃料の流れを送給するステップと、パイロット燃料チャネルの周りに配置された複数の移行通路を通して燃焼ゾーンに向けて空気の流れを送給するステップとを含む。パイロット燃料の流れ及び空気の流れは、燃焼ゾーン内で燃焼され、また燃焼ゾーン内での燃焼のために複数の移行通路を通して移行燃料の流れが送給される。

本発明の別の態様によると、ターボ機械燃焼器用の二次燃料ノズルは、該燃料ノズルに沿って軸方向に延びかつ燃焼ゾーンにパイロット燃料の流れを送給するように構成されたパイロット燃料チャネルを含む。複数の移行通路が、パイロット燃料チャネルの周りに配置され、燃焼ゾーン内でのパイロット燃料の流れとの燃焼のための空気の流れを送給するように構成されかつ燃焼ゾーンに移行燃料の流れを送給するようにさらに構成される。

これらの及びその他の利点並びに特徴は、図面と関連させて行った以下の説明から一層明らかになるであろう。

本発明と見なされる主題は、本明細書と共に提出した特許請求の範囲において具体的に指摘しかつ明確に特許請求している。本発明の前述の及びその他の特徴並びに利点は、添付図面と関連させて行った以下の詳細な説明から明らかである。

ターボ機械用の燃焼器の実施形態の概略断面図。 図１の燃焼器用の二次燃料ノズルの実施形態の概略斜視図。 二次燃料ノズルの実施形態の断面図。 二次燃料ノズルの先端部の実施形態の概略断面図。 図４の二次燃料ノズルの先端部の別の概略断面図。燃焼器の別の実施形態の断面図。

詳細な説明は、図面を参照しながら実施例によって、本発明の実施形態をその利点及び特徴と共に説明する。

図１に示しているのは、燃焼器１０の実施形態である。燃焼器は、二次ノズル１４を囲む複数の一次ノズル１２を含む。次に図２を参照すると、二次ノズル１４は、中心軸線１６を有するほぼ環状構造体であり、かつ該二次ノズル１４の先端部２０の上流に設置された複数の噴射孔１８を含む。先端部２０は、該先端部２０の遠位端部２４に複数の先端孔２２を含む。

図３に示すように、二次ノズル１４は、燃焼器１０の運転モードに応じて異なる時点で利用される複数の燃料通路を含む。パイロット燃料通路２６が、中心軸線１６に沿って二次ノズル１４の中心部に配置される。パイロット燃料通路２６は、例えば二次ノズル１４のパイロット運転のための燃料を供給する。燃焼器１０の二次つまり完全予混合運転時に、燃料は、複数の二次燃料通路２８を介して複数の噴射孔１８に供給される。複数の移行通路３０が、二次ノズル１４に沿ってほぼ軸方向に延びかつパイロット燃料通路２６の半径方向外側に設置される。複数の移行通路３０は、モード間における移行時に使用するための移行燃料を供給する。

図４は、ノズル先端部２０をより詳細に示している。パイロット燃料通路２６は、ノズル先端部２０を貫通して、先端端部２４に設置されたディフューザ３２まで延びる。複数の移行通路３０は、ノズル先端部２０を貫通して、複数の先端孔２２において二次ノズル１４から出る。パイロット燃料通路２６は、複数の移行通路３０の側壁３６内に設置された複数のパイロット孔３４を介して該複数の移行通路３０に接続される。パイロット燃料通路２６は、パイロット燃料源３８に接続される。

二次ノズル１４が、図４に示すように例えばパイロットモードにおいてパイロットとして作動している時に、パイロット燃料の流れ４０は、パイロット燃料通路２６を通して強制的に送給されかつディフューザ３２を通って流れる。パイロット燃料の流れ４０は次に、複数のパイロット孔３４を通りかつ複数の移行通路３０を通って燃焼ゾーン４２内に流れて、パイロット火炎４４に燃料供給する。燃料ノズルのパイロットモード運転時には、パイロット空気の流れ４６が、複数の移行通路３０を通して強制的に送給される。パイロット空気の流れ４６は、複数の移行通路３０から燃焼ゾーン４２内に流出しかつパイロット燃料の流れ４０を燃焼させるために利用される。さらに、幾つかの実施形態では、パイロット空気の流れ４６は、燃焼ゾーン４２内での燃焼に先立って複数の移行通路３０内で少なくとも部分的にパイロット燃料の流れ４０と混合される。パイロット空気の流れ４６及びパイロット燃料の流れ４０を予混合することにより、パイロット火炎４４が安定化されかつパイロット火炎４４の作動温度を低下させ、それによって燃焼器１０の運転においてＮＯｘエミッションを低減することが可能になる。

図５は、移行運転時における二次ノズル１４の作動を示している。移行モード運転時には、移行燃料流れ４８が、移行燃料源５０から複数の移行通路３０を通して燃焼ゾーン４２内に強制的に送給される。幾つかの実施形態では、移行燃料流れ４８が複数の移行通路３０を通して強制的に送給される時に、パイロット空気の流れ４６が懸濁される。

本明細書に説明したこれら実施形態は、複数の移行通路３０を利用して、パイロットモード運転時にパイロット燃料の流れ４０を燃焼させるためにパイロット空気の流れ４６を搬送しかつ移行モード運転時に移行燃料流れ４８を搬送するのを可能にする。両方の機能のために複数の移行通路３０を利用することにより、従来技術の二次ノズル構成のパイロット空気通路を排除することが可能になり、より少ない数の構成要素を備えた状態のより複雑でない二次ノズル１４を得ることが可能になる。

パイロット空気通路の排除により、移行通路３０の全体面積の増大が可能になる。この面積の増大により、パイロットにおいて高反応性燃料を使用することを含む二次ノズル１４におけるより大きな燃料自由度が得られる。面積の増大により、移行通路３０を通してより高ボリュームの移行燃料流れ４８を強制的に送給して、二次ノズル１４のオペラビリティを維持しながらより大きな体積流量を必要とするより低いイギリス熱単位（ＢＵＴ）燃料を利用することができるようにすることが可能になる。

限られた数の実施形態に関してのみ本発明を詳細に説明してきたが、本発明がそのような開示した実施形態に限定されるものではないことは、容易に理解される筈である。むしろ、本発明は、これまで説明していないが本発明の技術思想及び技術的範囲に相応するあらゆる数の変形、変更、置換え又は均等な構成を組込むように改良することができる。さらに、本発明の様々な実施形態について説明してきたが、本発明の態様は説明した実施形態の一部のみを含むことができることを理解されたい。従って、本発明は、上記の説明によって限定されるものと見なすべきではなく、本発明は、特許請求の範囲の技術的範囲によってのみ限定される。

１０ 燃焼器
１２ 一次ノズル
１４ 二次ノズル
１６ 中心軸線
１８ 噴射孔
２０ 先端部
２２ 先端孔
２４ 遠位端部
２６ パイロット燃料通路
２８ 二次燃料通路
３０ 移行通路
３２ ディフューザ
３４ 先端端部
３６ 側壁
３８ パイロット燃料源
４０ パイロット燃料
４２ 燃焼ゾーン
４４ パイロット火炎
４６ パイロット空気
４８ 燃料流れ
５０ 移行燃料源

Claims (10)

1. ターボ機械燃焼器（１０）用の二次燃料ノズル（１４）を作動させる方法であって、
   パイロット燃料チャネル（２６）を通して燃焼ゾーン（４２）に向けてパイロット燃料の流れ（４０）を送給するステップと、
   前記パイロット燃料チャネル（２６）の周りに配置された複数の移行通路（３０）を通して前記燃焼ゾーン（４２）に向けて空気の流れを送給するステップと、
   前記燃焼ゾーン（４２）内で前記パイロット燃料の流れ（４０）及び空気の流れを燃焼させるステップと、
   前記燃焼ゾーン（４２）内での燃焼のために前記複数の移行通路（３０）を通して移行燃料の流れを送給するステップと、を含む、
   方法。
2. 燃焼に先立って前記パイロット燃料の流れ（４０）及び空気の流れを少なくとも部分的に混合するステップを含む、請求項１記載の方法。
3. 前記パイロット燃料の流れ（４０）及び空気の流れを少なくとも部分的に混合するステップが、パイロット火炎（４４）を安定化させる、請求項２記載の方法。
4. 前記パイロット燃料チャネル（２６）からの前記パイロット燃料の流れ（４０）をディフューザを通して前記燃焼ゾーン（４２）内に送給するステップを含む、請求項１記載の方法。
5. 前記複数の移行通路（３０）を通して前記移行燃料の流れを強制的に送給する時に、該複数の移行通路（３０）を通して前記空気の流れを懸濁させるステップを含む、請求項１記載の方法。
6. ターボ機械燃焼器（１０）用の二次燃料ノズル（１４）であって、
   該燃料ノズル（１４）に沿って軸方向に延びかつ燃焼ゾーン（４２）にパイロット燃料の流れ（４０）を送給するように構成されたパイロット燃料チャネル（２６）と、
   前記パイロット燃料チャネル（２６）の周りに配置され、前記燃焼ゾーン（４２）内での前記パイロット燃料の流れ（４０）との燃焼のための空気の流れを送給するように構成されかつ前記燃焼ゾーン（４２）に移行燃料の流れを送給するようにさらに構成された複数の移行通路（３０）と、を含む、
   二次燃料ノズル（１４）。
7. 前記複数の移行通路（３０）に対して前記パイロット燃料チャネル（２６）を接続する複数のパイロット孔を含む、請求項６記載の二次燃料ノズル（１４）。
8. 該燃料ノズル（１４）の遠位端部に配置されたディフューザを含む、請求項６記載の二次燃料ノズル（１４）。
9. 前記パイロット燃料チャネル（２６）が、ほぼ該燃料ノズル（１４）の中心軸線に沿って配置される、請求項６記載の二次燃料ノズル（１４）。
10. 前記複数の移行通路（３０）が、ほぼ前記パイロット燃料チャネル（２６）の半径方向外側に配置される、請求項６記載の二次燃料ノズル（１４）。

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