JP2012052789A - Fuel nozzle and method for swirl control - Google Patents

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マヘシュ・バシナ
Ronald James Chila
ロナルド・ジェームス・チラ
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Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a method for injecting fuel according to one aspect of the disclosure.SOLUTION: The method includes a step of forming an air-fuel mixture by mixing air with fuel in a passage in the interior of a cone structure, and a step of introducing the air-fuel mixture from the passage into a combustion chamber. The method further includes a step of forming a swirl with the air-fuel mixture, and a step of controlling a flame stability and controlling the characteristics of the swirl of the air-fuel mixture by adjusting the position of at least one adjustable vane.

Description

本明細書に開示した主題は、ガスタービンに関する。より具体的には、本主題は、ガスタービンにおける燃焼器に関する。   The subject matter disclosed herein relates to gas turbines. More specifically, the present subject matter relates to a combustor in a gas turbine.

ガスタービンでは、燃焼器が、燃料又は空気−燃料混合気の化学的エネルギーを熱エネルギーに変換する。熱エネルギーは、多くの場合は圧縮機からの空気である流体によってタービンに運ばれ、タービンにおいて、熱エネルギーが機械的エネルギーに変換される。幾つかの要因が、熱エネルギーの機械的エネルギーへの変換の効率に影響を与える。それらの要因には、ブレード通過周波数、燃料供給変動、燃料タイプ及び反応性、燃焼器ヘッド端部ボリューム、燃料ノズル設計、空気−燃料プロフィール、火炎形状、空気−燃料配合、保炎、並びに火炎安定性を含むことができる。例えば、高反応性燃料は、燃焼特性及び／又はコストの理由から望ましい。しかしながら、高反応性燃料は、保炎の発生を増大させる可能性がある。火炎安定性は、それらが燃焼チャンバ内に空気−燃料混合気を噴射するので、燃料ノズルによって影響を受ける。火炎安定性の制御により、燃焼位置の制御を行なうことができ、この制御では、火炎の一部分が燃料ノズル内に形成されないようにすることが望ましい。加えて、ノズル内での火炎成長により、燃焼が効率的でなくなり、ノズル及び燃焼器の寿命を短縮させるおそれがある。   In a gas turbine, a combustor converts the chemical energy of a fuel or air-fuel mixture into thermal energy. Thermal energy is carried to the turbine by a fluid, often air from the compressor, where the thermal energy is converted to mechanical energy. Several factors affect the efficiency of the conversion of thermal energy to mechanical energy. These factors include blade pass frequency, fuel supply variation, fuel type and reactivity, combustor head end volume, fuel nozzle design, air-fuel profile, flame shape, air-fuel formulation, flame holding, and flame stability. Can include sex. For example, highly reactive fuels are desirable for reasons of combustion characteristics and / or cost. However, highly reactive fuels can increase the occurrence of flame holding. Flame stability is affected by the fuel nozzle as they inject an air-fuel mixture into the combustion chamber. By controlling the flame stability, it is possible to control the combustion position. In this control, it is desirable that a part of the flame is not formed in the fuel nozzle. In addition, the flame growth in the nozzle may result in inefficient combustion and shorten the life of the nozzle and combustor.

米国特許第７４９１０５６号明細書US Pat. No. 7,491,056

本発明の１つの態様によると、燃料を噴射するための装置を提供し、本装置は、燃焼チャンバ内に空気−燃料混合気のスワールを形成する通路を備えたコーン構造体を含む。本装置はまた、通路内に配置されて、空気−燃料混合気のスワールを制御しかつ火炎安定性を制御するように構成された少なくとも１つの可動ベーンを含む。   According to one aspect of the invention, an apparatus for injecting fuel is provided, the apparatus including a cone structure with a passage that forms a swirl of an air-fuel mixture in a combustion chamber. The apparatus also includes at least one movable vane disposed in the passage and configured to control a swirl of the air-fuel mixture and to control flame stability.

本発明の別の態様によると、燃料を噴射する方法を提供し、本方法は、コーン構造体内部の通路内で空気及び燃料を混合して、空気−燃料混合気を形成するステップと、通路から燃焼チャンバ内に空気−燃料混合気を導くステップとを含む。本方法はさらに、空気−燃料混合気でスワールを形成するステップと、少なくとも１つの可動ベーンの姿勢を調整して、火炎安定性を制御しかつ空気−燃料混合気のスワールの特性を制御するステップとを含む。   According to another aspect of the invention, a method for injecting fuel is provided, the method comprising mixing air and fuel in a passage within a cone structure to form an air-fuel mixture; Directing an air-fuel mixture from the combustion chamber into the combustion chamber. The method further includes forming a swirl with the air-fuel mixture and adjusting the attitude of the at least one movable vane to control flame stability and control the swirl characteristics of the air-fuel mixture. Including.

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。   These and other advantages and features will become more apparent from the following description taken in conjunction with the drawings.

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説明から明らかである。   The subject matter regarded as the invention is particularly pointed out and distinctly claimed in the claims appended hereto. The foregoing and other features and advantages of the invention will be apparent from the following description taken in conjunction with the accompanying drawings.

燃焼器、燃料ノズル及び圧縮機を備えたガスタービンエンジンの実施形態の一部分の断面側面図。1 is a cross-sectional side view of a portion of an embodiment of a gas turbine engine that includes a combustor, a fuel nozzle, and a compressor. 燃料ノズルの実施形態の詳細断面側面図。FIG. 3 is a detailed cross-sectional side view of an embodiment of a fuel nozzle. 燃料ノズルの実施形態の詳細断面側面図。FIG. 3 is a detailed cross-sectional side view of an embodiment of a fuel nozzle. 図２に示すような可動ベーンの実施形態の断面図。FIG. 3 is a cross-sectional view of an embodiment of a movable vane as shown in FIG. 図３に示すような可動ベーン及びコーン構造体の実施形態の断面図。FIG. 4 is a cross-sectional view of an embodiment of a movable vane and cone structure as shown in FIG.

詳細な説明では、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。   The detailed description explains embodiments of the invention, together with advantages and features, by way of example with reference to the drawings.

図１は、燃焼器１００及び圧縮機１０２を備えたガスタービンエンジン１０の実施形態の一部分の断面側面図である。ガスタービンエンジンは、圧縮機１０２、燃焼器１００及びタービン１０３を含み、この図では、タービンは概略的に示している。タービンエンジン１０では、燃焼器１００内における空気−燃料混合気の燃焼は、タービン１０３を回転させて、回転出力の形態の機械的エネルギーを発生させる。タービン１０３の回転はまた、圧縮機１０２内で空気を加圧する。さらに、ガスタービンエンジンは、複数の圧縮機１０２、燃焼器１００及びタービン１０３を含むことができる。   FIG. 1 is a cross-sectional side view of a portion of an embodiment of a gas turbine engine 10 that includes a combustor 100 and a compressor 102. The gas turbine engine includes a compressor 102, a combustor 100, and a turbine 103, in which the turbine is shown schematically. In the turbine engine 10, the combustion of the air-fuel mixture in the combustor 100 rotates the turbine 103 to generate mechanical energy in the form of rotational output. The rotation of the turbine 103 also pressurizes air within the compressor 102. Further, the gas turbine engine may include a plurality of compressors 102, combustors 100, and turbines 103.

態様では、燃焼器１００は、天然ガス又は水素リッチ合成ガスのような液体及び／又は気体燃料を使用して、エンジンを作動させる。例えば、カバープレート１０５に対して燃料ノズル１０４を結合し、燃料ノズル１０４は、空気供給１０６及び燃料供給１０７を受ける。空気供給１０６及び燃料供給１０７は、燃料ノズル１０４と流体連通している。空気流れつまり供給１０６は、圧縮機１０２の吐出プレナム１０８及びディフューザ１０９から燃料ノズル１０４に導かれる。燃料ノズル１０４は、燃料供給１０７を空気供給１０６と混合して空気−燃料混合気を形成し、かつこの空気−燃料混合気を燃焼器１００内に吐出する。図示するように、空気は、ディフューザ１０９から吐出プレナム１０８にまた環状通路１１０に沿って燃料ノズル１０４に導かれる。燃料ノズル１０４は、矢印１１２で示すように、空気−燃料混合気を燃焼チャンバ１１４内に導き、それによって高温加圧排出ガス１１６を発生する燃焼を生じさせる。燃焼器１００は、移行部品１１８を通して高温加圧排出ガス１１６をタービンノズル１２０内に導いて、タービン１０３を回転させる。   In an aspect, the combustor 100 operates the engine using liquid and / or gaseous fuel, such as natural gas or hydrogen rich synthesis gas. For example, the fuel nozzle 104 is coupled to the cover plate 105, and the fuel nozzle 104 receives an air supply 106 and a fuel supply 107. Air supply 106 and fuel supply 107 are in fluid communication with fuel nozzle 104. The air flow or supply 106 is directed from the discharge plenum 108 and diffuser 109 of the compressor 102 to the fuel nozzle 104. The fuel nozzle 104 mixes the fuel supply 107 with the air supply 106 to form an air-fuel mixture and discharges the air-fuel mixture into the combustor 100. As shown, air is directed from the diffuser 109 to the discharge plenum 108 and along the annular passage 110 to the fuel nozzle 104. The fuel nozzle 104 directs the air-fuel mixture into the combustion chamber 114, as indicated by arrow 112, thereby producing combustion that generates hot pressurized exhaust gas 116. Combustor 100 directs hot pressurized exhaust gas 116 through transition piece 118 into turbine nozzle 120 to rotate turbine 103.

実施形態では、燃料ノズル１０４は、空気供給１０６を燃料供給１０７と混合して空気−燃料混合気のスワールを形成し、この空気−燃料混合気のスワールが、燃焼チャンバ１１４内に流れ１１２を形成する。例えば、燃料ノズル１０４は、燃焼、エミッション、燃料消費量及び出力の改善に好適な比率で空気−燃料混合気を燃焼チャンバ１１４内に噴射する。空気−燃料混合気及び空気−燃料スワールの特性は、燃焼に影響を与える可能性がある。例えば、燃料ノズル１０４構成は、ノズル流れの平均スワール半径及び／又は速度を変化させ、それによって火炎の位置に影響を与えかつノズル１０４内での保炎の発生を減少させる。保炎は、ノズル内の望ましくない位置での火炎の形成として記述することができ、この場合に、火炎は、ノズルを損傷させるおそれがある高温度を引き起こす。火炎安定性は、燃焼器内における火炎の位置及び寸法（大きさ）の制御として記述することができ、この場合に、選択寸法の安定火炎が、常に燃焼チャンバ内の選択位置に形成される。   In an embodiment, the fuel nozzle 104 mixes the air supply 106 with the fuel supply 107 to form an air-fuel mixture swirl that forms a flow 112 in the combustion chamber 114. To do. For example, the fuel nozzle 104 injects an air-fuel mixture into the combustion chamber 114 at a ratio suitable for improving combustion, emissions, fuel consumption and power. The characteristics of the air-fuel mixture and air-fuel swirl can affect combustion. For example, the fuel nozzle 104 configuration changes the average swirl radius and / or velocity of the nozzle flow, thereby affecting the flame position and reducing the occurrence of flame holding within the nozzle 104. Flame holding can be described as the formation of a flame at an undesirable location within the nozzle, where the flame causes a high temperature that can damage the nozzle. Flame stability can be described as control of the position and size (magnitude) of the flame in the combustor, where a stable flame of a selected size is always formed at a selected position in the combustion chamber.

図２は、燃料ノズル２００の実施形態の断面側面図である。燃料ノズル２００は、フランジ２０６に結合された外側コーン２０２及び内側コーン２０４を含む。外側コーン２０２及び内側コーン２０４間に、空気−燃料混合気の流れのための通路２０８が設置される。外側コーン２０２及び内側コーン２０４はまた、コーン構造体を形成していると記述される。通路２０８内に可動ベーン２１０を配置して、円錐形チャンバ２１１内への空気−燃料混合気の流れを制御する。気体燃料流れ２１２が、燃料通路２１４に沿って導かれ、燃料通路２１４において、燃料は、入口２１６を通して噴射されかつ通路２０８内において圧縮機からの空気と混合される。実施形態では、可動ベーン２１０は、空気−燃料混合気が円錐形チャンバ２１１内に流入する時における矢印２１８で示す該空気−燃料混合気の旋回を制御するように構成される。図示するように、ノズル２００の上流部分内に液体燃料ポート２２０を設置して、タービンエンジン始動時に液体燃料のストリーム２２２が空気−燃料スワール混合気と混合するように導かれる。   FIG. 2 is a cross-sectional side view of an embodiment of a fuel nozzle 200. Fuel nozzle 200 includes an outer cone 202 and an inner cone 204 coupled to a flange 206. Between the outer cone 202 and the inner cone 204 is a passage 208 for the flow of air-fuel mixture. Outer cone 202 and inner cone 204 are also described as forming a cone structure. A movable vane 210 is disposed in the passage 208 to control the flow of air-fuel mixture into the conical chamber 211. A gaseous fuel stream 212 is directed along fuel passage 214 where fuel is injected through inlet 216 and mixed with air from the compressor in passage 208. In an embodiment, the movable vane 210 is configured to control the swirling of the air-fuel mixture as indicated by arrow 218 as the air-fuel mixture flows into the conical chamber 211. As shown, a liquid fuel port 220 is installed in the upstream portion of the nozzle 200 to direct the liquid fuel stream 222 to mix with the air-fuel swirl mixture during turbine engine startup.

１つの実施形態では、可動ベーン２１０は、軸方向にステージ化されており、この場合に、ベーン２１０の1つ又はそれ以上の姿勢（位置）が、空気−燃料スワール混合気の軸方向流れ成分を制御するように調整される。例えば、軸方向ステージ化可動ベーン２１０は、翼形形状でありかつ半径方向軸線２２３に沿って枢動し、それによって空気−燃料混合気がチャンバ２１１内に流入する２１８時における該空気−燃料混合気の矢印２２４で示すノズル流れの軸方向成分に影響を与える。このことは、図４に詳細に記述している。従って、可動ベーン２１０の姿勢及び対応する軸方向流れ成分により、ノズル流れ２２６の下流方向つまり軸方向速度の変化が生じ、それによって保炎傾向が減少する。従って、軸方向ステージ化可動ベーン２１０は、燃料ノズル２００における損耗を減少させながら、燃焼効率を向上させる。加えて、可動ベーン２１０は、スワール平均半径２２８、半径方向流れ速度、軸方向流れ速度、スワール渦流長さ、及び燃焼に影響を与えるその他の特性のようなノズル流れ２２６の様々な特性を制御するように構成することができる。図示するように、スワール平均半径２２８は、ノズル軸線２３０から測定され、この場合には、スワール平均半径２２８は、ノズル渦流の全体寸法の１つの尺度である。幾つかの実施形態では、スワール平均半径２２８及び渦流寸法は、空気−燃料混合気及びタービンの燃焼効率に影響を与える。   In one embodiment, the movable vane 210 is staged in the axial direction, where one or more attitudes (positions) of the vane 210 are the axial flow components of the air-fuel swirl mixture. Is adjusted to control. For example, the axially staged movable vane 210 is airfoil shaped and pivots along a radial axis 223 so that the air-fuel mixture at 218 hours when the air-fuel mixture flows into the chamber 211. This affects the axial component of the nozzle flow indicated by the Qi arrow 224. This is described in detail in FIG. Thus, the attitude of the movable vane 210 and the corresponding axial flow component causes a change in the downstream or axial velocity of the nozzle flow 226, thereby reducing the flame holding tendency. Accordingly, the axially staged movable vane 210 improves combustion efficiency while reducing wear on the fuel nozzle 200. In addition, the movable vane 210 controls various characteristics of the nozzle flow 226 such as the swirl average radius 228, radial flow velocity, axial flow velocity, swirl vortex length, and other properties that affect combustion. It can be constituted as follows. As shown, the swirl average radius 228 is measured from the nozzle axis 230, where the swirl average radius 228 is a measure of the overall size of the nozzle vortex. In some embodiments, the swirl average radius 228 and vortex size affect the combustion efficiency of the air-fuel mixture and turbine.

続けて図２を参照すると、可動ベーン２１０は、空気−燃料混合気２２６に対して軸方向流れつまり速度成分を加えることによって高反応性気体燃料の使用を可能にするように構成される。具体的には、軸方向ステージ化可動ベーン２１０は、燃焼チャンバ内において空気−燃料混合気を強制的に流す軸方向流れ成分を加えるように構成することができる。従って、可動ベーン２１０は、高反応性又は揮発性燃料を使用する場合に、保炎又は逆火の発生可能性を減少させる。幾つかの実施形態では、高い火炎温度及び関連する化学的及び熱力学的特性の理由から高い水素含有量（例えば、Ｈ2）及び高次パラフィンを含むもののような高反応性燃料を使用することが望ましい。従って、可動ベーン２１０を備えた燃料ノズル２００は、空気−燃料混合気の流れ制御を行なうように構成され、それにより、タービンエンジンにおいて広範囲の燃料の使用が可能になる。例えば、そのタービンにおいて低反応性を有する燃料を使用する場合には、少なくとも１つの可動ベーン２１０は、軸方向流れ成分が空気−燃料混合気に対して全く加えられないような中立姿勢になっている。これは、低反応性燃料の場合に、ノズル内での保炎及び不要な燃焼の発生可能性を減少させるので望ましい。さらに、高反応性燃料を使用する場合には、通路２０８内で半径方向軸線２２３に沿って少なくとも１つの可動ベーン２１０を枢動させて、空気−燃料混合気２２６に対して軸方向流れ成分を加え、それによって流れを燃焼チャンバ内に導く。１つの実施形態では、可動ベーン２１０の姿勢により、軸方向速度成分を加え、それにより燃焼チャンバ内で望ましい燃焼を生じさせる。従って、空気−燃料混合気２２６を燃焼チャンバ内に押込む又は導くことにより、燃料ノズル２００内での保炎の可能性が減少すると同時に、さらに火炎安定性及び該火炎安定性の制御が高まる。燃料ノズル２００は、１つ又はそれ以上の可動ベーン２１０を含むことができ、それら可動ベーン２１０は、選択方向における流体流れを制御するように構成された翼形部のようなあらゆる好適な形状のものとすることができる。実施形態では、可動ベーン２１０は同期しており、この場合には、ベーン２１０の各々は、燃料ノズル２００にわたる流体流れに対してほぼ同様な方向成分を生じさせるような同様な姿勢にされる。それに代えて、各可動ベーン２１０は、独立して動いて、通路２０８の選択領域から円錐形チャンバ２１１内への異なる流体流れを生じさせる。加えて、可動ベーン２１０は、鋼合金又は複合材のようなあらゆる好適な耐久性がありかつ強度がある材料で製作することができる。 With continued reference to FIG. 2, the movable vane 210 is configured to allow the use of highly reactive gaseous fuel by adding an axial flow or velocity component to the air-fuel mixture 226. Specifically, the axially staged movable vane 210 can be configured to add an axial flow component that forces the air-fuel mixture to flow in the combustion chamber. Thus, the movable vane 210 reduces the possibility of flame holding or flashback when using highly reactive or volatile fuels. In some embodiments, using highly reactive fuels such as those containing high hydrogen content (eg, H 2 ) and higher paraffins for reasons of high flame temperature and associated chemical and thermodynamic properties Is desirable. Accordingly, the fuel nozzle 200 with the movable vanes 210 is configured to control the flow of the air-fuel mixture, thereby allowing a wide range of fuel to be used in the turbine engine. For example, when using low reactivity fuel in the turbine, at least one movable vane 210 is in a neutral position such that no axial flow component is added to the air-fuel mixture. Yes. This is desirable because it reduces the possibility of flame holding and unwanted combustion in the nozzle in the case of a low reactivity fuel. In addition, when using highly reactive fuels, the at least one movable vane 210 is pivoted along the radial axis 223 in the passage 208 to provide an axial flow component to the air-fuel mixture 226. In addition, it directs the flow into the combustion chamber. In one embodiment, the attitude of the movable vane 210 adds an axial velocity component, thereby causing the desired combustion in the combustion chamber. Thus, pushing or directing the air-fuel mixture 226 into the combustion chamber reduces the possibility of flame holding in the fuel nozzle 200 and at the same time increases the flame stability and control of the flame stability. The fuel nozzle 200 can include one or more movable vanes 210 that are of any suitable shape, such as an airfoil configured to control fluid flow in a selected direction. Can be. In an embodiment, the movable vanes 210 are synchronized, in which case each of the vanes 210 is in a similar position that produces a generally similar directional component for fluid flow across the fuel nozzle 200. Instead, each movable vane 210 moves independently to produce a different fluid flow from a selected region of the passage 208 into the conical chamber 211. In addition, the movable vane 210 can be made of any suitable durable and strong material, such as a steel alloy or composite.

図３は、燃料ノズル３００の別の実施形態の断面側面図である。燃料ノズル３００（又は「燃料噴射器」）は、外側コーン３０２、内側コーン３０４及び通路３０６を含む。通路３０６は、外側コーン３０２及び内側コーン３０４間に設置されて、空気−燃料流れをノズル３００内に導く。図示するように、中心コーン３０８が外側コーン３０２及び内側コーン３０４間に設置され、これら構成要素は、ノズル３００内にコーン構造体を形成する。中心コーン３０８は、通路３０６を燃料ノズル３００の少なくとも一部分としての２つの通路に分割する。外側コーン３０２、内側コーン３０４及び中心コーン３０８は各々、フランジ３１０に結合される。外側コーン３０２及び中心コーン３０８間に、可動ベーン３１２が配置される。同様に、内側コーン３０４及び中心コーン３０８間に、可動ベーン３１２が配置される。実施形態では、可動ベーン３１２は、コーン構造体の一部分に枢動可能に結合される。例えば、第１の可動ベーン３１２が、外側コーン３０２に枢動可能に結合され、また第２の可動ベーン３１２が、中心コーン３０８に枢動可能に結合され、この場合に、これら可動ベーン３１２は、空気−燃料混合気が通路３０６を通って流れる時に該空気−燃料混合気を制御するような姿勢になる。図示するように、可動ベーン３１２は、接線方向軸線３１３に沿って枢動するように結合される。   FIG. 3 is a cross-sectional side view of another embodiment of a fuel nozzle 300. The fuel nozzle 300 (or “fuel injector”) includes an outer cone 302, an inner cone 304 and a passage 306. A passage 306 is installed between the outer cone 302 and the inner cone 304 to direct the air-fuel flow into the nozzle 300. As shown, a central cone 308 is placed between the outer cone 302 and the inner cone 304, and these components form a cone structure within the nozzle 300. Central cone 308 divides passage 306 into two passages as at least a portion of fuel nozzle 300. Outer cone 302, inner cone 304 and center cone 308 are each coupled to flange 310. A movable vane 312 is disposed between the outer cone 302 and the central cone 308. Similarly, a movable vane 312 is disposed between the inner cone 304 and the central cone 308. In an embodiment, the movable vane 312 is pivotally coupled to a portion of the cone structure. For example, a first movable vane 312 is pivotally coupled to the outer cone 302, and a second movable vane 312 is pivotally coupled to the central cone 308, where the movable vanes 312 are When the air-fuel mixture flows through the passage 306, the air-fuel mixture is controlled. As shown, the movable vanes 312 are coupled to pivot along a tangential axis 313.

１つの実施形態では、気体燃料流れつまり供給３１４が、通路３１６を通して燃料入口３１８に送られ、この燃料入口３１８において、燃料は、通路３０６内の空気と混合される。可動ベーン３１２は、空気−燃料混合気３２０を円錐形チャンバ３２１内に導き、空気−燃料混合気３２０は、下流方向に燃焼器チャンバ内に流れる。ノズル３００の上流部分内に液体燃料ポート３２２を設置して、タービンエンジン始動時に液体燃料のストリーム３２４を円錐形チャンバ３２１内に導く。１つの実施形態では、空気−燃料混合気３２０は、燃焼器に向けて下流方向に流れて３２６、空気−燃料混合気渦流３２８を形成する。実施形態では、可動ベーン３１２は、それらベーンが渦流のスワール平均半径３３０のような空気−燃料渦流３２８の特性を制御するので、半径方向可動ベーンと呼ぶことができる。図示するように、スワール平均半径３３０は、ノズル軸線３３２から測定した寸法であり、この場合には、半径方向可動ベーン３１２は、それが燃焼器チャンバ内に流れる時にスワール平均半径３３０を制御する。スワール平均半径３３０を制御することによって、火炎安定性が制御されて、その効率が向上しかつ燃料ノズル３００及びその他の構成要素に対する摩耗が低減される。加えて、スワール平均半径３３０を制御することによって、半径方向可動ベーン３１２はまた、渦流３２８の軸方向長さに影響を与える。例えば、半径方向可動ベーン３１２は、小さいスワール平均半径３３０及び渦流３２８の長い軸方向長さを有する渦流３２８を形成するような姿勢にされ、それによって空気−燃料混合気が燃焼チャンバ内に拡張するようにする。これにより、火炎がチャンバ内の所望の位置に形成され、それによって火炎安定性が制御される。実施形態では、可動ベーン３１２はまた、渦流３２８が燃料ノズル３００から流出する時に軸方向速度を制御して、燃焼チャンバ内で形成される再循環バブルの大きさ（寸法）に影響を与え、この場合に、大きな再循環バブルはまた火炎安定性に影響を与えるおそれがある。   In one embodiment, a gaseous fuel stream or supply 314 is sent through a passage 316 to a fuel inlet 318 where the fuel is mixed with air in the passage 306. The movable vane 312 directs the air-fuel mixture 320 into the conical chamber 321 and the air-fuel mixture 320 flows downstream into the combustor chamber. A liquid fuel port 322 is installed in the upstream portion of the nozzle 300 to direct the liquid fuel stream 324 into the conical chamber 321 during turbine engine startup. In one embodiment, the air-fuel mixture 320 flows 326 downstream toward the combustor to form an air-fuel mixture vortex 328. In embodiments, the movable vanes 312 can be referred to as radially movable vanes because they control the properties of the air-fuel vortex 328, such as the swirl mean radius 330 of the vortex. As shown, the swirl average radius 330 is a dimension measured from the nozzle axis 332, in which case the radially movable vane 312 controls the swirl average radius 330 as it flows into the combustor chamber. By controlling the swirl average radius 330, flame stability is controlled to increase its efficiency and reduce wear on the fuel nozzle 300 and other components. In addition, by controlling the swirl average radius 330, the radially movable vane 312 also affects the axial length of the vortex 328. For example, the radially movable vane 312 is configured to form a vortex 328 having a small swirl average radius 330 and a long axial length of the vortex 328, thereby expanding the air-fuel mixture into the combustion chamber. Like that. This creates a flame at the desired location in the chamber, thereby controlling flame stability. In an embodiment, the movable vane 312 also controls the axial velocity as the vortex 328 exits the fuel nozzle 300 to affect the size (dimensions) of the recirculation bubbles formed in the combustion chamber, which In some cases, large recirculation bubbles can also affect flame stability.

実施形態では、半径方向可動ベーン３１２は、流路又はコーン構造体に対して傾斜した姿勢にされる。例えば、第１の半径方向可動ベーン３１２は、円錐形チャンバ３２１内への自由な（遮断されない）流れを可能にする開放位置（姿勢）にあり、一方、第２の半径方向可動ベーン３１２は、チャンバ３２１内への流れを完全に遮断した閉鎖位置（姿勢）にある。別の実施形態では、半径方向可動ベーン３１２の姿勢を同期させる。さらに別の実施形態では、通路３０６内に単一の半径方向可動ベーン３１２を配置して、空気−燃料スワールの特性を制御する。本明細書で説明するように、可動ベーン３１２は、軸方向及び／又は接線方向流れ成分を与えて空気−燃料混合気の軸方向及び／又は接線方向流れ速度を変化させ、それによって空気−燃料混合気を改善しかつ渦流の形成及び寸法を制御するように構成することができる。さらに、空気／燃料スワールのパラメータを制御することによって、燃焼及び火炎位置は、保炎を減少させかつ燃料ノズル３００に対する損傷を防止するように制御される。   In an embodiment, the radially movable vanes 312 are inclined to the flow path or cone structure. For example, the first radially movable vane 312 is in an open position (posture) that allows free (non-blocked) flow into the conical chamber 321, while the second radially movable vane 312 is It is in the closed position (posture) in which the flow into the chamber 321 is completely blocked. In another embodiment, the attitude of the radially movable vanes 312 is synchronized. In yet another embodiment, a single radially movable vane 312 is disposed in the passage 306 to control the characteristics of the air-fuel swirl. As described herein, the movable vane 312 provides an axial and / or tangential flow component to change the axial and / or tangential flow velocity of the air-fuel mixture, thereby causing the air-fuel. It can be configured to improve the mixture and to control the formation and size of the vortex. Further, by controlling the air / fuel swirl parameters, the combustion and flame positions are controlled to reduce flame holding and prevent damage to the fuel nozzle 300.

図４は、図２の線４−４に沿って取った、可動ベーン４００の実施形態の断面図である。図示するように、可動ガイドベーン４００は、翼形状でありかつ前縁４０２、後縁４０４及び枢動ポイント４０６を含む。可動ガイドベーンは、矢印４０８で示すように枢動ポイント４０６の周りで動き、この場合に、可動ガイドベーン４００の一部分は燃焼器内における空気−燃料スワールの特性を制御する。空気−燃料流れ４１２に対する可動ガイドベーン４００の角度４１０は、該空気−燃料スワールの速度に対して軸方向流れ成分を加えることができる。実施形態では、可動ガイドベーン４００は、半径方向軸線４１４に沿って枢動して空気−燃料スワールの軸方向流れ成分の変化を生じさせる軸方向可動ガイドベーン又は軸方向ステージ化案内ベーンとして記述される。１つの実施例では、角度４１０は、０〜９０°であって、空気−燃料スワールの流れ成分を変化させる。別の実施例では、角度４１０は、５〜６０°であって、空気−燃料スワールの流れ成分を変化させるか又は該空気−燃料スワールに対して流れ成分を加える。   4 is a cross-sectional view of an embodiment of the movable vane 400 taken along line 4-4 of FIG. As shown, the movable guide vane 400 is wing-shaped and includes a leading edge 402, a trailing edge 404 and a pivot point 406. The movable guide vane moves about a pivot point 406 as indicated by arrow 408, where a portion of the movable guide vane 400 controls the characteristics of the air-fuel swirl in the combustor. The angle 410 of the movable guide vane 400 relative to the air-fuel flow 412 can add an axial flow component to the velocity of the air-fuel swirl. In an embodiment, the movable guide vane 400 is described as an axially movable guide vane or an axially staged guide vane that pivots along a radial axis 414 to cause a change in the axial flow component of the air-fuel swirl. The In one embodiment, the angle 410 is between 0 and 90 degrees to change the air-fuel swirl flow component. In another embodiment, the angle 410 is between 5 and 60 degrees to change or add a flow component to the air-fuel swirl.

図５は、図３の線５−５に沿って取った、燃料ノズルの実施形態の一部分の断面図である。燃料ノズルの姿勢は、外側コーン５００、内側コーン５０２、中心コーン５０４、第１の可動ガイドベーン５０６及び第２の可動ガイドベーン５０８を含む。第１の可動ガイドベーン５０６は、第１の通路５１０内に配置され、第２の可動ガイドベーン５０８は、第２の通路５１２内に配置される。１つの実施形態では、空気−燃料混合気が、それぞれ矢印５１４及び５１６で示すように第１の通路５１０及び第２の通路５１２を通って流れる。第１の可動ガイドベーン５０６及び第２の可動ガイドベーン５０８の姿勢は、それぞれ矢印５１６及び５１８で示すように調整することができる。第１の可動ベーン５０６は、枢動運動５１６を可能にする枢動ポイント５２０を含む。同様に、第２の可動ベーン５０８は、枢動運動５１８を可能にする枢動ポイント５２２を含む。実施形態では、外側コーン５００及び内側コーン５０２間に１つ又はそれ以上の可動ガイドベーン５０６、５０８が配置される。   FIG. 5 is a cross-sectional view of a portion of the fuel nozzle embodiment taken along line 5-5 of FIG. The fuel nozzle orientation includes an outer cone 500, an inner cone 502, a center cone 504, a first movable guide vane 506 and a second movable guide vane 508. The first movable guide vane 506 is disposed in the first passage 510, and the second movable guide vane 508 is disposed in the second passage 512. In one embodiment, an air-fuel mixture flows through the first passage 510 and the second passage 512 as indicated by arrows 514 and 516, respectively. The attitudes of the first movable guide vane 506 and the second movable guide vane 508 can be adjusted as indicated by arrows 516 and 518, respectively. The first movable vane 506 includes a pivot point 520 that allows a pivoting motion 516. Similarly, the second movable vane 508 includes a pivot point 522 that allows a pivoting movement 518. In an embodiment, one or more movable guide vanes 506, 508 are disposed between the outer cone 500 and the inner cone 502.

１つの実施形態では、可動ベーン５０６及び５０８は、半径方向可動ベーンと呼ばれ、この場合にはベーン５０６及び５０８は、該ベーン５０６及び５０８の１つ又はそれ以上の姿勢を調整することによってノズル及び燃焼チャンバ内における空気−燃料渦流の寸法及び／又は平均半径を制御するように構成される。例えば、空気−燃料流れ５２６に対する第１のガイドベーン５０６の角度５２４は、スワール平均半径のような渦流の特性を制御するように調整される。図示するように、半径方向ガイドベーン５０６及び５０８は、２つの接線方向軸線の周りで枢動して空気−燃料スワールパラメータの制御を可能にするように構成される。１つ又はそれ以上の接線方向軸線は、ノズルコーン構造体の外周の接線にほぼ平行である。実施形態では、中心コーン５０４は、円錐形ノズルの外周全体に沿って設置されるべきではなく、円錐形チャンバ内への通路５１０、５１２出口に近接してのみ設置される。例えば、内側コーン５０２及び外側コーン５００は、ノズルの一部分のための単一の通路を形成し、また通路５１０及び５１２は、中心コーン５０４構造体が設置された、通路出口に近接したノズルの部分内に形成される。他の実施形態では、可動ベーン５０６及び５０８は、形状記憶材料を使用してベーンの姿勢又は形状を変化させることによって流れを制御し、この場合に、形状記憶材料は、それにエネルギーが加えられた時に第１の形状から第２の形状に変化するように構成される。例えば、可動ベーン５０６及び５０８は、可撓性炭素複合材内に埋め込まれたニッケルチタンのような合金を含むことができ、この場合に、合金に対して電流を選択的に加えてベーンの角度或いはベーンのコード及び／又はスパンのような形状或いは寸法を変更させることができる。   In one embodiment, movable vanes 506 and 508 are referred to as radially movable vanes, where vanes 506 and 508 are nozzles by adjusting one or more attitudes of vanes 506 and 508. And configured to control the size and / or average radius of the air-fuel vortex within the combustion chamber. For example, the angle 524 of the first guide vane 506 relative to the air-fuel flow 526 is adjusted to control eddy current characteristics such as swirl mean radius. As shown, radial guide vanes 506 and 508 are configured to pivot about two tangential axes to allow control of air-fuel swirl parameters. One or more tangential axes are substantially parallel to the outer tangent of the nozzle cone structure. In an embodiment, the central cone 504 should not be installed along the entire circumference of the conical nozzle, but only in proximity to the outlets 510, 512 into the conical chamber. For example, inner cone 502 and outer cone 500 form a single passage for a portion of the nozzle, and passages 510 and 512 are portions of the nozzle proximate the passage outlet where the central cone 504 structure is installed. Formed inside. In other embodiments, the movable vanes 506 and 508 use shape memory material to control flow by changing the vane attitude or shape, where the shape memory material is energized. Sometimes configured to change from a first shape to a second shape. For example, the movable vanes 506 and 508 can include an alloy such as nickel titanium embedded in a flexible carbon composite, in which case the current is selectively applied to the alloy to cause the vane angle. Alternatively, the shape or dimensions, such as the vane cord and / or span, can be varied.

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。   Although the present invention has been described in detail only with respect to a limited number of embodiments, it should be readily understood that the invention is not limited to such disclosed embodiments. Rather, the invention can be modified to incorporate any number of variations, alterations, substitutions or equivalent arrangements not heretofore described, but which are commensurate with the spirit and scope of the invention. Moreover, while various embodiments of the invention have been described, it is to be understood that aspects of the invention can include only some of the described embodiments. Accordingly, the invention is not to be seen as limited by the foregoing description, but is limited only by the scope of the claims.

１０ ガスタ−ビンエンジン
１００ 燃焼器
１０２ 圧縮機
１０３ タービン
１０４ 燃料ノズル
１０５ カバープレート
１０６ 空気供給
１０７ 燃料供給
１０８ 吐出プレナム
１１０ 環状空気流路
１１２ 空気−燃料混合気
１１４ 燃焼チャンバ
１１６ 高温排出ガス流れ
１１８ 移行部品
１２０ タービンノズル
２００ 燃料ノズル
２０２ 外側コーン
２０４ 内側コーン
２０６ フランジ
２０８ 空気通路
２１０ 可動ベーン
２１１ 円錐形チャンバ
２１２ 気体燃料流れ
２１４ 通路
２１６ 燃料入口
２１８ 空気−燃料混合気
２２０ 液体燃料ポート
２２２ 液体燃料
２２４ 軸方向流れ
２２６ スワール流れ
２２８ スワールの平均半径
２３０ 軸線
３００ 燃料ノズル
３０２ 外側コーン
３０４ 内側コーン
３０６ 空気通路
３０８ 中心コーン
３１０ フランジ
３１２ 可動ベーン
３１３ 接線方向軸線
３１４ 気体燃料流れ
３１６ 通路
３１８ ガス燃料入口
３２０ 空気−燃料混合気
３２２ 液体燃料ポート
３２４ ストリーム
３２６ 下流方向流れ
３２８ 渦流
３３０ スワールの平均半径
３３２ 軸線
４００ 可動ガイドベーン
４０２ 前縁
４０４ 後縁
４０６ 枢動ポイント
５００ 外側コーン
５０２ 内側コーン
５０４ 中心コーン
５０６ 可動ガイドベーン
５０８ 可動ガイドベーン
５１０ 通路
５１２ 通路
５１４ 空気−燃料混合気流れ
５１６ 空気−燃料混合気流れ
５１８ 矢印
５２０ 枢動ポイント
５２２ 枢動ポイント
５２４ 角度 DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 Gas turbine engine 100 Combustor 102 Compressor 103 Turbine 104 Fuel nozzle 105 Cover plate 106 Air supply 107 Fuel supply 108 Discharge plenum 110 Annular air flow path 112 Air-fuel mixture 114 Combustion chamber 116 Hot exhaust gas flow 118 Transition part 120 turbine nozzle 200 fuel nozzle 202 outer cone 204 inner cone 206 flange 208 air passage 210 movable vane 211 conical chamber 212 gaseous fuel flow 214 passage 216 fuel inlet 218 air-fuel mixture 220 liquid fuel port 222 liquid fuel 224 axial flow 226 Swirl flow 228 Swirl average radius 230 Axis 300 Fuel nozzle 302 Outer cone 304 Inner cone 306 Air passage 308 Central cone 310 Flange 312 Moving base 313 Tangential axis 314 Gaseous fuel flow 316 Passage 318 Gaseous fuel inlet 320 Air-fuel mixture 322 Liquid fuel port 324 Stream 326 Downstream flow 328 Swirl 330 Swirl average radius 332 Axis 400 Movable guide vane 402 Leading edge 404 Trailing edge 406 pivot point 500 outer cone 502 inner cone 504 central cone 506 movable guide vane 508 movable guide vane 510 passage 512 passage 514 air-fuel mixture flow 516 air-fuel mixture flow 518 arrow 520 pivot point 522 pivot point 524 angle

Claims (10)

燃料を噴射する方法であって、
コーン構造体（２０２、２０４）内部の通路（２０８）内で空気及び燃料を混合して、空気−燃料混合気を形成するステップと、
前記通路（２０８）から燃焼チャンバ（１１４）内に前記空気−燃料混合気を導くステップと、
前記空気−燃料混合気でスワール（２２６）を形成するステップと、
少なくとも１つの可動ベーン（２１０）の姿勢を調整して、前記空気−燃料混合気のスワール（２２６）の特性を制御するステップと
を含む方法。 A method of injecting fuel,
Mixing air and fuel in a passage (208) within the cone structure (202, 204) to form an air-fuel mixture;
Directing the air-fuel mixture from the passageway (208) into a combustion chamber (114);
Forming a swirl (226) with the air-fuel mixture;
Adjusting the attitude of at least one movable vane (210) to control the swirl (226) characteristics of the air-fuel mixture. 前記少なくとも１つの可動ベーン（２１０）の姿勢を調整するステップが、燃料ノズル（２００）内での保炎を減少させるステップを含む、請求項１記載の方法。   The method of any preceding claim, wherein adjusting the attitude of the at least one movable vane (210) comprises reducing flame holding in the fuel nozzle (200). 前記少なくとも１つの可動ベーン（２１０）の姿勢を調整するステップが、半径方向軸線（２２３）に沿って前記少なくとも１つの可動ベーン（２１０）を枢動させるステップを含む、請求項１記載の方法。   The method of claim 1, wherein adjusting the attitude of the at least one movable vane (210) comprises pivoting the at least one movable vane (210) along a radial axis (223). 前記少なくとも１つの可動ベーン（３１２）の姿勢を調整するステップが、接線方向軸線（３１３）に沿って前記少なくとも１つの可動ベーン（３１２）を枢動させるステップを含む、請求項１又は請求項２記載の方法。   3. Adjusting the attitude of the at least one movable vane (312) comprises pivoting the at least one movable vane (312) along a tangential axis (313). The method described. 前記少なくとも１つの可動ベーン（２１０）の姿勢を調整するステップが、前記スワール（２２６）の平均半径（２２８）を制御するステップを含む、請求項１又は請求項３記載の方法。   The method of claim 1 or 3, wherein adjusting the attitude of the at least one movable vane (210) comprises controlling an average radius (228) of the swirl (226). 前記少なくとも１つの可動ベーン（２１０）の姿勢を調整するステップが、前記スワール（２２６）の軸方向流れ成分（２２４）を制御するステップを含む、請求項１又は請求項３記載の方法。   The method of claim 1 or claim 3, wherein adjusting the attitude of the at least one movable vane (210) comprises controlling an axial flow component (224) of the swirl (226). 燃焼チャンバ（１１４）と、
前記燃焼チャンバ（１１４）内に配置された少なくとも１つの燃料ノズル（２００）と流体連通した空気供給（１０６）と、
前記少なくとも１つの燃料ノズル（２００）と流体連通した燃料供給（１０８）と
を備える燃焼器であって、前記少なくとも１つの燃料ノズル（２００）が、
前記燃焼チャンバ（１１４）内に空気−燃料スワール（２２６）を形成する通路（２０８）を備えたコーン構造体（２０２、２０４）と、前記通路（２０８）内に配置されて、前記空気−燃料スワール（２２６）の特性を制御しかつ火炎安定性を制御するように構成された少なくとも１つの可動ベーン（２１０）とを含んでいる、燃焼器。 A combustion chamber (114);
An air supply (106) in fluid communication with at least one fuel nozzle (200) disposed within the combustion chamber (114);
A combustor comprising a fuel supply (108) in fluid communication with the at least one fuel nozzle (200), wherein the at least one fuel nozzle (200) comprises:
A cone structure (202, 204) with a passage (208) forming an air-fuel swirl (226) in the combustion chamber (114), and disposed in the passage (208), the air-fuel A combustor including at least one movable vane (210) configured to control characteristics of the swirl (226) and to control flame stability. 前記空気−燃料スワール（２２６）の特性が、該空気−燃料スワール（２２６）の軸方向流れ成分（２２４）を含む、請求項７記載の燃焼器。   The combustor of claim 7, wherein the air-fuel swirl (226) characteristic includes an axial flow component (224) of the air-fuel swirl (226). 前記少なくとも１つの可動ベーン（２１０）の姿勢が、保炎を減少させるように構成される、請求項７又は請求項８記載の燃焼器。   The combustor of claim 7 or claim 8, wherein the attitude of the at least one movable vane (210) is configured to reduce flame holding. 前記空気−燃料スワール（２２６）の特性が、該スワール（２２６）の平均半径（２２８）を含む、請求項７記載の燃焼器。   The combustor of claim 7, wherein the air-fuel swirl (226) characteristic includes an average radius (228) of the swirl (226).
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2015512500A (en) * 2012-03-29 2015-04-27 アルストム テクノロジー リミテッドＡＬＳＴＯＭ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｌｔｄ Gas turbine combustor
CN105167126B (en) * 2015-08-31 2017-06-23 天蓬集团有限公司 A kind of feed heating and energy saving stove
FR3050255B1 (en) * 2016-04-13 2019-10-25 Safran Helicopter Engines IMPROVED INJECTORS FOR GAS TURBINE COMBUSTION CHAMBER

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH206286A (en) * 1937-11-18 1939-07-31 Messerschmitt Boelkow Blohm Combustion chamber for gas flow machines, such as. B. gas turbines, especially for use in aircraft.
US2541347A (en) * 1946-12-23 1951-02-13 Ace Engineering Company Air nozzle for fluid fuel burners
FR1094871A (en) * 1959-01-22 1955-05-25 Thomson Houston Comp Francaise Improvements to injected fuel combustion devices
US3919840A (en) * 1973-04-18 1975-11-18 United Technologies Corp Combustion chamber for dissimilar fluids in swirling flow relationship
CA1038298A (en) * 1975-10-14 1978-09-12 John Korta Adjustable vane assembly for a gas turbine
US4426841A (en) * 1981-07-02 1984-01-24 General Motors Corporation Gas turbine combustor assembly
CA2162244C (en) * 1994-11-14 1999-04-27 Hideaki Oota Pulverized coal combustion burner
US5697306A (en) * 1997-01-28 1997-12-16 The Babcock & Wilcox Company Low NOx short flame burner with control of primary air/fuel ratio for NOx reduction
US6826913B2 (en) * 2002-10-31 2004-12-07 Honeywell International Inc. Airflow modulation technique for low emissions combustors
JP3940705B2 (en) * 2003-06-19 2007-07-04 株式会社日立製作所 Gas turbine combustor and fuel supply method thereof
EP1510755B1 (en) * 2003-09-01 2016-09-28 General Electric Technology GmbH Burner with lance and staged fuel supply.
US7506511B2 (en) * 2003-12-23 2009-03-24 Honeywell International Inc. Reduced exhaust emissions gas turbine engine combustor
CN100590359C (en) * 2004-03-03 2010-02-17 三菱重工业株式会社 Combustor
JP4653985B2 (en) * 2004-09-02 2011-03-16 株式会社日立製作所 Combustor and gas turbine combustor, and method for supplying air to the combustor
WO2006069861A1 (en) * 2004-12-23 2006-07-06 Alstom Technology Ltd Premix burner comprising a mixing section
GB2429516B (en) * 2005-08-27 2010-12-29 Siemens Ind Turbomachinery Ltd An apparatus for modifying the content of a gaseous fuel
US8113824B2 (en) * 2006-06-01 2012-02-14 Babcock & Wilcox Power Generation Group, Inc. Large diameter mid-zone air separation cone for expanding IRZ
US20090139236A1 (en) * 2007-11-29 2009-06-04 General Electric Company Premixing device for enhanced flameholding and flash back resistance
US8186166B2 (en) * 2008-07-29 2012-05-29 General Electric Company Hybrid two fuel system nozzle with a bypass connecting the two fuel systems
US8161750B2 (en) * 2009-01-16 2012-04-24 General Electric Company Fuel nozzle for a turbomachine
US20130167541A1 (en) * 2012-01-03 2013-07-04 Mahesh Bathina Air-Fuel Premixer for Gas Turbine Combustor with Variable Swirler

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