JP2016099107A - 予混合燃料ノズル組立体 - Google Patents

Abstract

【課題】 改善された二元燃料予混合燃料ノズル組立体を提供する。【解決手段】 予混合燃料ノズル組立体は、内面を有するスリーブを含む中央本体と、スリーブの内部で中央本体を貫通して延び、中央本体の内部にパイロット空気通路を定めるパイロット予混合燃料ノズル組立体とを含む。パイロット予混合燃料ノズル組立体は、各々が予混合通路及び燃料ポートを定める複数の予混合管体を有する予混合先端部を有し、予混合通路は、パイロット空気通路と流体連通する。予混合管体の少なくとも１つは燃料ポートを含む。予混合燃料ノズル組立体は、パイロット予混合燃料ノズル組立体とスリーブの内面との間で半径方向に定められたパイロット燃料流路、及びスリーブの内面と予混合先端部の外面との間に少なくとも部分的に定められた燃料プレナムをさらに含む。燃料ポートは、燃料プレナムと予混合通路との間の流体連通をもたらす。【選択図】 図１

Description

本発明は、一般に、ガスタービン燃焼器のための予混合燃料ノズル組立体に関する。より具体的には、本発明は、ガス単独運転用に構成された二元燃料予混合燃料ノズル組立体に関する。

発電用ガスタービン燃焼器は、一般に、「二元燃料」運転用又は「ガス単独」運転用に構成された燃料ノズルを利用する。「ガス単独」は、燃焼器の燃焼室での燃焼用の天然ガス等のガス燃料を供給するように制限されている燃料ノズルに言及する。「二元燃料」は、燃焼器の運転時に燃焼用の液体燃料又はガス燃料のいずれかを供給するように構成できる燃料ノズルに言及する。しかしながら、燃焼器は、典型的にガス燃料で作動することになるので、液体燃料は、ガス燃料が利用できなくなるか又は供給が制限される場合に予備又は代替燃料として使用することができる。特定の構成では、ガスタービン燃焼器は、中央燃料ノズル及び／又は共通軸中心線の周りに環状に配置された複数の「二元燃料」燃料ノズルを含むように設計することができる。

従来の「二元燃料」燃料ノズルでは、液体燃料は、液体燃料ノズル、又は燃料ノズルの中央本体部の内部を軸方向に延びるカートリッジを通って供給される。ガス燃料は、典型的に、中央本体と外側バーナー管体との間に定められた環状流路を通過する加圧空気のスワール流に噴射されるので、燃料ノズルの下流に定められた燃焼域に送られる前にガス燃料を加圧空気と予混合するようになっている。特定の構成では、パイロット予混合ノズル又は先端部は、中央本体の先端部に配置され、液体燃料ノズルに対して同軸配置される。運転時、パイロット予混合ノズルは、小さな空燃比であっても拡散運転時にほぼ安定したパイロット火炎をもたらすように使用することができるので、燃焼器のエミッション性能が向上する。

ガスタービンは、「二元燃料」又は予備燃料機能を有する燃焼器を含むことができるが、このことは運転者に必要ではなく、液体燃料が利用できない場合及び／又はコスト効果がない場合がある。予備燃料機能を必要としないガスタービンでは、液体燃料ノズルの代わりにガス単独カートリッジが設けられ、従って、そうでない場合は「二元燃料」燃料ノズルは「ガス単独」燃料ノズルに変わる。

予混合パイロットノズルを有する特定の燃焼器において、パージ空気は、ガス単独カートリッジから、予混合パイロットノズルによって与えられるパイロット火炎に流入する。従って、パージ空気は、パイロット火炎の安定性を低下させる場合があり、これは燃焼器の性能に影響を与える可能性がある。

米国特許第８，３４７，６３１号明細書

従って、改善された二元燃料予混合燃料ノズル組立体、特に、パイロット予混合ノズルによって与えられたパイロット火炎に対するパージ空気の影響を低減するように構成されたパイロット予混合ノズル及び／又はガス単独カートリッジを有する組立体が有用であろう。

本発明の態様及び利点は、以下の説明において記載され、又は、本説明から明らかになることができ、或いは、本発明を実施することによって理解することができる。

本発明の１つの実施形態は、予混合燃料ノズル組立体である。予混合燃料ノズル組立体は、内面を有するスリーブによって少なくとも部分的に定められる中央本体を含む。予混合燃料ノズル組立体は、さらにスリーブの内部で中央本体を貫通して延び、中央本体の内部にパイロット空気通路を定めるパイロット予混合燃料ノズル組立体を含む。パイロット予混合燃料ノズル組立体は、各々が予混合通路及び燃料ポートを定める複数の予混合管体を有する予混合先端部を有する。予混合通路は、パイロット空気通路と流体連通する。パイロット燃料流路は、パイロット予混合燃料ノズル組立体と、中央本体のスリーブの内面との間で半径方向に定められる。燃料プレナムは、スリーブの内面と予混合先端部の外面との間で少なくとも部分的に定められる。燃料ポートは、燃料プレナムと予混合通路との間の流体連通をもたらす。

本開示の別の実施形態は、燃焼器である。燃焼器は、端部カバーと、中央燃料ノズルの周りで環状に配置され、端部カバーに対して固定的に結合された複数の予混合燃料ノズル組立体とを含む。予混合燃料ノズル組立体の各々は、二元燃料型予混合燃料ノズル組立体であり、予混合燃料ノズル組立体の各々は、内面を有するスリーブによって少なくとも部分的に定められる中央本体を含む。パイロット予混合燃料ノズル組立体は、スリーブの内部で中央本体を貫通して延び、中央本体の内部にパイロット空気通路を定める。パイロット予混合燃料ノズル組立体は、各々が入口端部及び出口端部を有し、その間に予混合通路を定める複数の予混合管体を有する予混合先端部を備える。各予混合管体は、少なくとも１つの燃料ポートを含む。予混合管体の入口端部は、パイロット空気通路と流体連通する。予混合燃料ノズル組立体は、さらにパイロット予混合燃料ノズル組立体と中央本体のスリーブの内面との間で半径方向に定められたパイロット燃料流路、及びスリーブの内面と予混合先端部の外面との間に少なくとも部分的に定められた燃料プレナムを含む。燃料ポートは、燃料プレナムと予混合通路との間の流体連通をもたらす。

当業者であれば、本明細書を精査するとこのような実施形態の特徴及び態様、並びにその他がより理解されるであろう。

添付図の参照を含む本明細書の残りの部分において、当業者に対してなしたその最良の形態を含む本発明の完全且つ有効な開示をより詳細に説明する。

本発明の種々の実施形態を組み込むことができる例示的なガスタービンの機能ブロック図。 本発明の種々の実施形態に組み込むことができる例示的な燃焼器の側面斜視図。 本発明の１又はそれ以上の実施形態に組み込むことができる例示的な燃焼器の一部の斜視側面図。 本発明の１又はそれ以上の実施形態による、図３に示すような燃焼器に組み込むことができる例示的な予混合燃料ノズル組立体の断面側面図。 少なくとも１つの実施形態による、図４に示すと共に、図３に示す燃焼器に組み込むことができる例示的なパイロット予混合燃料ノズル組立体の斜視側面図。 本発明の１又はそれ以上の実施形態による、図５に示す例示的なパイロット予混合燃料ノズル組立体の下流部分の拡大断面側面図。 本発明の１又はそれ以上の実施形態による、図５及び６に示す例示的な予混合燃料ノズル組立体の断面側面図。 本発明の１又はそれ以上の実施形態によるパイロット予混合燃料ノズル組立体を含む、図７に示す予混合燃料ノズル組立体の一部の拡大断面側面図。 本発明の種々の実施形態による、図３及び７に示す予混合燃料ノズル組立体の断面斜視図。 本発明の少なくとも１つの実施形態による、図９に示す予混合燃料ノズル組立体の一部の拡大断面斜視図。 本発明の少なくとも１つの実施形態による、図１０に示す空気カートリッジ組立体の先端部の拡大断面斜視側面図。 本発明の１つの実施形態による、図１１に示す空気カートリッジ組立体の先端部の斜視図。 本発明の１又はそれ以上の実施形態による、図９に示す予混合燃料ノズル組立体を通る燃料及び空気又はパージ媒体の種々の流路を示す予混合燃料ノズル組立体の断面側面図。 本発明の１つの実施形態によるパイロット予混合運転におけるパイロット予混合流ノズル組立体の下流端の斜視図。

ここで、その１つ又はそれ以上の実施例が添付図面に例示されている本発明の実施形態について詳細に説明する。詳細な説明では、図面中の特徴部を示すために参照符号及び文字表示を使用している。本発明の同様の又は類似した要素を示すために、図面及び説明において同様の又は類似した表示を使用している。本明細書で使用される用語「第１」、「第２」、及び「第３」は、ある構成要素を別の構成要素と区別するために同義的に用いることができ、個々の構成要素の位置又は重要性を意味することを意図したものではない。用語「上流」及び「下流」は、流体通路における流体流れに対する相対的方向を指す。例えば、「上流」は、流体がそこから流れる方向を指し、「下流」は流体がそこに向けて流れ込む方向を指す。

各実施例は、本発明の限定ではなく、例証として提供される。実際に、本発明の範囲又は技術的思想から逸脱することなく、修正形態及び変形形態を本発明において実施できることは、当業者であれば理解されるであろう。例えば、１つの実施形態の一部として例示され又は説明される特徴は、別の実施形態と共に使用して更に別の実施形態を得ることができる。従って、本発明は、そのような修正及び変形を特許請求の範囲及びその均等物の技術的範囲内に属するものとして保護することを意図している。本発明の例示的な実施形態は、例示の目的で陸上発電ガスタービン燃焼器用の予混合燃料ノズル組立体に関して全体に説明しているが、当業者であれば、本発明の実施形態は、ターボ機械用の任意の様式又は形式の燃焼器に適用でき、特許請求の範囲に特に記載のない限り、陸上発電ガスタービン用の燃焼器又は燃焼システムに限定されないことを容易に理解できるはずである。

次に、幾つかの図全体を通して様々な参照符号が同様の要素を表す図面を参照すると、図１は、本発明の種々の実施形態を組み込むことができる例示的なガスタービン１０の機能ブロック図を提示する。図示のように、一般に、ガスタービン１０は、吸気セクション１２を含み、この吸気セクション１２は、ガスタービン１０に流入する空気１４又は他の作動流体を浄化さもなければ調節するための一連のフィルタ、冷却コイル、湿分分離器、及び／又は他の装置を含むことができる。空気１４は、圧縮機セクションに流入し、ここでは圧縮機１６が連続的に空気１４に運動エネルギを付与して加圧空気１８を生成するようになっている。

加圧空気１８は、燃料供給システム２２からの燃料２０と混合されて１又はそれ以上の燃焼器２４の内部で可燃混合気を生成する。可燃混合気は燃焼して高温、高圧及び高速の燃焼ガス２６を生成する。燃焼ガス２６は、タービンセクションのタービン２８を通過して仕事を発生する。例えば、タービン２８は、軸３０に連結することができ、タービン２８の回転が圧縮機１６を駆動して加圧空気１８を生成するようになっている。代替的に又は追加的に、軸３０は、タービン２８を発電機３２に連結して電力を発生するようになっている。タービン２８からの排気ガス３４は、タービン２８を下流の排気スタック３８に接続する排気セクション３６を通過する。排気セクション３６は、例えば、周囲環境に放出する前に、排気ガス３４を浄化して余分な熱を抽出する熱回収蒸気発生器（図示せず）を含むことができる。

燃焼器２４は、本技術分野で知られている任意の形式の燃焼器とすることができ、本発明は、特許請求の範囲に特に記載のない限り、何らかの特定の燃焼器設計に限定されるものではない。例えば、燃焼器２４は、缶アニュラ型又はアニュラ型燃焼器とすることができる。図２は、図１に示すガスタービン１０に組み込むことができ、本発明の１又はそれ以上の実施形態を組み込むことができる例示的な燃焼器２４の一部の斜視側面図を提示する。

例示的な実施形態において、図２に示すように、燃焼器２４は、少なくとも部分的に外部ケーシング４０で囲まれている。外部ケーシング４０は、圧縮機１６（図１）等の加圧空気源と流体連通する。燃焼器２４は、外部ケーシング４０の内部で少なくとも部分的に燃焼室４４を定める燃焼ライナ及び／又は移行ダクト等の１又はそれ以上のライナ４２を含むことができる。また、ライナ４２は、少なくとも部分的に燃焼ガス２６をタービン２８に案内する高温ガス通路４６を定めることができる。特定の構成において、フロースリーブ又はインピンジメントスリーブ等の１又はそれ以上の外側スリーブ４８は、少なくとも部分的にライナ４４を囲むことができる。外側スリーブ４８は、ライナ４２から半径方向に離間しており、加圧空気１８の一部を燃焼器２４のヘッド端部に向かって案内するための環状流路５０を定める。ヘッド端部５２は、少なくとも部分的に端部カバー５４で定めることができ、端部カバー５４は、外部ケーシング４０に対して固定的に結合される。種々の実施形態において、燃焼器２４は、外部ケーシング４０の内部に配置された又はその内部に閉じ込められた複数の燃料ノズル組立体５６を含む。

図３は、本発明の１又はそれ以上の実施形態を組み込むことができる例示的な燃焼器２４の斜視側面図を提示する。図３に示すように、燃料ノズル組立体５６は、共通軸中心線５８及び／又は中心線５８と実質的に同軸上に配置された中央燃料ノズル組立体６０の周りで環状に配置することができる。種々の実施形態において、各燃料ノズル組立体５６の一端は、端部カバー５４に結合される。燃料ノズル組立体５６、６０は、端部カバー５４及び／又は流体結合器（図示せず）を介して燃料源２２（図２）に流体連通することができる。

図４は、本発明の１又はそれ以上の実施形態による、図３に示すような燃焼器に組み込むことができる例示的な予混合燃料ノズル組立体の断面側面図を提示する。予混合燃料ノズル組立体１００は、図２及び３に示す燃料ノズル組立体５６、６０の１つ、幾つか、又は全てを表すことができ、特許請求の範囲に特に記載のない限り、端部カバー５４に沿った又は燃焼器２４の内部の特定の位置又は場所に限定されない。予混合燃料ノズル組立体１００は「二元燃料」型の予混合燃料ノズルであり、従って、本明細書で規定される予混合燃料ノズル組立体１００は、ガス燃料又は液体燃料を燃焼させるか又はこれらに基づいて作動するように構成又は変更することができる予混合燃料ノズルの１つの型式とすることができる。

図４に示すように、予混合燃料ノズル組立体１００は、一般に機能によって幾つかの領域に分けることができる。図４に示す特定の構成において、予混合燃料ノズル組立体１００は、吸気流コンディショナ１０２、ガス燃料噴射を備えた空気スワーラ組立体１０４、及び環状燃料／空気混合通路１０６を含む。種々の実施形態において、図３に示すように、予混合燃料ノズル組立体１００は、拡散又はパイロット予混合ノズル組立体１０８を含む。パイロット予混合ノズル組立体１０８（図３）は、予混合燃料ノズル組立体１００の中央本体１１０（図４）の内部に取り付けられるか又は据え付けられる。図４では予混合燃料ノズル組立体１００の一部として示されているが、吸気流コンディショナ１０２は、特許請求の範囲に特に記載のない限り、予混合燃料ノズル組立体１００の必須の構成要素ではない。

特定の実施形態において、図４に示すように、環状燃料／空気混合通路１０６は、概して外側スリーブ又はバーナー管体１１２と、中央本体１１０との間に定められる。スワーラ組立体１０４は、中央本体１１０と、バーナー管体１１２のような外側スリーブ１１６との間に延びるスワーラベーン１１４を含む。中央本体１１０と外側スリーブ１１６との間には、環状燃料／空気混合通路１０６の上流に環状流路１１８が定められる。特定の構成において、各スワーラベーン１１４に沿って１又はそれ以上の燃料噴射ポート１２０が形成される。燃料噴射ポート１２０は、中央本体１１０の内部に形成された１又はそれ以上の燃料回路１２２と、環状流路１１８との間の流体連通を可能にする。中央本体１１０は、１又はそれ以上の環状スリーブ１２４によって少なくとも部分的に定められる。各スリーブ１２４は、外側又は外面１２８から半径方向に離間した内側又は内面１２６を含む。

作動時、加圧空気１８の一部は、吸気流コンディショナ１０２（存在する場合）を経由して予混合燃料ノズル組立体１００のスワーラ組立体１０４に流入する。スワーラベーン１１４は、加圧空気１８が環状流路１１８を通過する際にこれに対して角度のあるスワールを付与する。天然ガス等のガス燃料は、噴射ポート１２０を通って加圧空気１８に噴射される。ガス燃料は、スワーラ組立体１０４内の加圧空気１８と混合を開始し、燃料／空気混合は、環状流路１０６内で完了する。環状流路１０６に流入した後、燃料／空気混合気６２は、燃焼室４４又は反応領域に流入し、ここで燃焼が起こる。

図５は、本発明の少なくとも１つの実施形態による、図４に示すと共に、図３に示す燃焼器に組み込むことができる例示的なパイロット予混合燃料ノズル組立体の斜視側面図を提示する。図６は、本発明の１又はそれ以上の実施形態による、図５に示す例示的なパイロット予混合燃料ノズル組立体の下流部分の拡大断面側面図を提示する。例示的なパイロット予混合燃料ノズル組立体２００は、図３に示すパイロット予混合燃料ノズル組立体１０８の１つ、幾つか、又は全てを表すことができ、特許請求の範囲に特に記載のない限り、何らかの特定の予混合燃料ノズル組立体１００に限定されない。

種々の実施形態において、図５に示すように、パイロット予混合燃料ノズル組立体２００は、環状ステム２０４を含む。ステム２０４の第１又は上流の末端部分２０６は、端部カバー５４（図３）のオリフィスに接するように及び／又はその内部に嵌装されるように構成又は形成される。ステム２０４は、パイロット予混合空気供給源（図示せず）と流体連通することができる。１つの実施形態において、図５に示すように、１又はそれ以上の位置合わせ又は離隔特徴部２０８は、ステム２０４の外面２１０に沿って形成又は配置される。位置合わせ特徴部２０８は、ステム２０４の外面２１０の周りでクロックすること又は円周方向に離間することができる。

図６に示すように、下流部２０２は、ステム２０４の下流末端部分２１２に結合又は連結される。１つの実施形態において、図６に示すように、下流部２０２は、結合カラー２１４によってステム２０４の下流末端部分２１２に結合又は連結される。１つの実施形態において、１又はそれ以上の位置合わせ又は離隔特徴部２１６は、結合カラー２１４の外面２１８に沿って形成又は配置される。位置合わせ特徴部２１６は、結合カラー２１４の外面２１８の周りでクロックすること又は円周方向に離間することができる。

種々の実施形態において、パイロット予混合燃料ノズル組立体２００は、一端が下流ステム２０４の下流末端部分２１２及び／又は結合カラー２１４に結合されると共に軸方向で反対側の端部が流れ膨張カラー２２２に結合される環状ベローズ２２０を含む。特定の実施形態において、ステム２０４、結合カラー２１４、ベローズ２２０、及び流れ膨張カラー２２２は、パイロット予混合燃料ノズル組立体２００の軸方向中心線２２４に対して同軸に整列することができる。

種々の実施形態において、図５及び６に示すように、パイロット予混合燃料ノズル組立体２００は、中心線２２４に対して流れ膨張カラー２２２の軸方向下流に延びる予混合先端部２２６を含む。特定の実施形態において、予混合先端部２２６は、中心線２２４に対してステム２０４、結合カラー２１４、ベローズ２２０、及び流れ膨張カラー２２２と同軸に整列する。流れ膨張カラー２２２は、ベローズ２２０と予混合先端部２２６との間で軸方向に延びる。ステム２０４、結合カラー２１４、ベローズ２２０、流れ膨張カラー２２２、及び予混合先端部２２６の各々は、少なくとも部分的にパイロット予混合燃料ノズル組立体２００を貫通するパイロット空気通路２２８を定める。

特定の実施形態において、パイロット予混合燃料ノズル組立体２００は、ベローズ２２０を円周方向に取り囲む環状スリーブ又はライナ２３０を含む。１つの実施形態において、ライナ２３０は、第１の端部でステム２０４又は結合カラー２１４と係合し、第２の端部２３４で流れ膨張カラー２２２と係合するので、ベローズ２２０とライナ２３０との間にプレナム又は間隙２３６を形成する。ライナ２３０は、第１又は第２の端部２３２、２３４でステム２０４、結合カラー２１４、又は流れ膨張カラー２２２に対して固定的に係合すること又は摺動自在に係合することができる。

１つの実施形態において、ライナ２３０は、第１の端部２３２においてステム２０４又は結合カラー２１４に対して固定的に係合し、第２の端部２３４において膨張カラー２２２に対して摺動自在に係合するので、ステム２０４及び／又は結合カラー２１４と予混合先端部２２６との間の熱膨張が許容される。１つの実施形態において、ライナ２３０は、第１の端部２３２でステム２０４又は結合カラー２１４に対して摺動自在に係合し、第２の端部２３４で膨張カラー２２２に対して固定的に係合するので、ステム２０４及び／又は結合カラー２１４と予混合先端部２２６との間の熱膨張が許容される。１つの実施形態において、ライナ２３０は、第１の端部２３２でステム２０４又は結合カラー２１４に対して固定的に係合し、第２の端部２３４で膨張カラー２２２に対して固定的に結合するので、ベローズ２２０とライナ２３０との間で少なくとも部分的にプレナム又は間隙２３６をシールする。

種々の実施形態において、図５及び６に示すように、予混合先端部２２６は、予混合先端部２２６の外面２４０（図５）に関して又はその周りに環状に配置された複数の予混合管体２３８を含む。各管体は、予混合先端部２２６の外面２４０（図５）から半径方向外側に延在する。特定の実施形態において、図５及び６に示すように、予混合管体２３８は、流れ膨張カラー２２２と予混合先端部２２６燃料分配円板又は壁２４２との間で、中心線２２４に対して軸方向に延びる。特定の実施形態において、外面２４０及び／又は予混合先端部２２６の予混合管体２３８は、流れ膨張カラー２２２の半径方向外面２４４及び／又は燃料分配円板２４２の半径方向外面２４６から半径方向にインセットされている。特定の実施形態において、図５に示すように、谷部又は溝部２４８は、円周方向に隣接する各予混合管体２３８の間に形成又は規定される。

図６に示すように、各予混合管体２３８は、入口端部２５０及び出口端部２５２を含む。特定の実施形態において、各予混合管体２３８は、予混合先端部２２６を貫通する予混合流通路２５４を定める。入口端部２５０は、パイロット空気通路２２８と流体連通する。各予混合管体２３８の出口端部２５２は、対応する予混合流通路２５４と燃焼室又は反応領域４４（図２）との間の流体連通をもたらす。特定の実施形態において、予混合管体２３８の各々又は少なくともいくつかは、対応する予混合通路２５４の中に流体連通をもたらす１又はそれ以上の燃料ポート２５６を含む。

図７は、本発明の１又はそれ以上の実施形態による、中央本体１１０の内部に据え付けられた又は取り付けられた、図５及び６に示す例示的な予混合燃料ノズル組立体２００を備えた例示的な予混合燃料ノズル組立体１００の断面側面図を提示する。図７に示すように、パイロット予混合燃料ノズル組立体２００は、予混合燃料ノズル組立体１００の中心線１５２に対して中央本体１１０の内部を軸方向に延びる。特定の実施形態において、パイロット予混合燃料ノズル組立体２００は、中心線１５２に関して中央本体１１０に同軸に整列される。特定の実施形態において、パイロット予混合燃料ノズル組立体２００の一端は、燃料分配円板２４２において又はその近くで中央本体１１０に固定的に結合することができ、さらにステム２０４の上流末端部分２０６において非結合又は非固定とすることができるので、燃焼器２４の作動時にベローズ２２０によって、熱膨張、特に中央本体１１０の内側のパイロット予混合燃料ノズル組立体２００の軸方向熱膨張が許容される。

種々の実施形態において、図７に示すように、パイロット燃料流路２５８は、中央本体１１０（図４）の１又は複数のスリーブ１２４の内面１２６と、パイロット予混合燃料ノズル組立体２００の少なくとも一部との間に、少なくとも部分的に定められる。１つの実施形態において、図７に示すように、パイロット燃料流路２５８は、中央本体１１０の１又は複数のスリーブ１２４の内側又は内面１２６と、ステム２０４、結合カラー２１４、ベローズ２２０及び／又はベローズライナ２３０、及び流れ膨張カラー２２２との間に定められる。種々の実施形態において、パイロット燃料流路２５８は、中央本体１１０の内部に形成され、スワーラベーン１１４の内部に定められた燃料噴射ポート１２０に燃料を送り込む又は供給する１又はそれ以上の燃料回路１２２から半径方向内側に定められる。パイロット燃料流路２５８は、一般に、端部カバー５４及び／又は燃料源と、パイロット燃料流路２５８との間の流体連通をもたらす入口通路２６０から燃料供給される。

図８は、本発明の１又はそれ以上の実施形態によるパイロット予混合燃料ノズル組立体２００の一部を含む、図７に示す予混合燃料ノズル組立体１００の一部の拡大断面側面図を提示する。特定の実施形態において、図７及び８に示すように、燃料プレナムは、少なくとも部分的に中央本体１１０の１又は複数のスリーブ１２４の内面１２６と、予混合先端部２２６との間に規定及び／又は形成される。特定の実施形態において、燃料プレナム２６２は、少なくとも部分的に予混合管体２３８の外面及び／又は予混合先端部２２６の外面２４０（図５）と、１又は複数のスリーブ１２４の内面１２６との間に形成される。燃料プレナム２６２は、パイロット燃料流路２５８に流体連通する。種々の実施形態において、燃料ポート２５６は、燃料プレナム２６２と、対応する各予混合管体２３８の予混合通路２５４との間の流路を定める。特定の実施形態において、パイロット燃料流路２５８は、燃焼器２４のパイロット予混合運転時に、端部カバー５４（図３）と燃料プレナム２６２との間の連続した燃料流路をもたらす。

図９は、本発明の種々の実施形態による、図３及び７に示す予混合燃料ノズル組立体１００の断面斜視図を提示する。特定の実施形態において、図９に示すように、予混合燃料ノズル組立体１００は、予混合燃料ノズル組立体１００を二元燃料型予混合燃料ノズル組立体１００からガス燃料単独又は「ガス単独」構成に変換又は変更するためのパージ空気カートリッジ組立体３００を含む。パージ空気カートリッジ組立体３００は、中心線１５２に対して概して軸方向に延びる。特定の実施形態において、パージ空気カートリッジ組立体３００は、中心線１５２に関して、パイロット予混合燃料ノズル組立体２００及び／又は中央本体１１０に対して同軸に整列される。パージ空気カートリッジ組立体３００は、パイロット空気通路２２８の内部で、ステム２０４、結合カラー２１４、ベローズ２２０、流れ膨張カラー２２２、及び予混合先端部２２６を通って、さらに燃料分配円板２４２に規定又は形成された開口２６４（図８及び９）を少なくとも部分的に通って軸方向に延びる。

パージ空気カートリッジ組立体３００は、一般に、供給管体部３０２及び先端部３０４を含む。特定の実施形態において、供給管体部３０２は、端部カバー５４に形成された開口を貫通して延びる。パージ空気カートリッジ組立体３００、特に供給管体部３０２は、パージ空気供給部（図示せず）に流体連通する。パージ空気カートリッジ組立体３００は、ボルト又は他の適切なファスナ（図示せず）によって端部カバー５４に結合又は連結することができる。供給管体部３０２及び先端部３０４は、一般に、パージ空気カートリッジ組立体３００を貫通するパージ空気通路３０８を定める。パージ空気カートリッジ組立体３００は、端部カバー５４を貫通する後装式とすることができる。種々の実施形態において、パイロット空気通路２２８は、パージ空気カートリッジ組立体３００の外面３０６と、パイロット予混合燃料ノズル組立体２００のステム２０４、結合カラー２１４、ベローズ２２０、流れ膨張カラー２２２、及び予混合先端部２２６との間に少なくとも部分的に定められる。

図１０は、本発明の少なくとも１つの実施形態による、中央本体１１０の一部を含む予混合燃料ノズル組立体１００の一部、パイロット予混合燃料ノズル組立体２００の予混合先端部２２６、及びパージ空気カートリッジ組立体３００の先端部３０４の拡大断面斜視図を提示する。種々の実施形態において、図１０に示すように、パージ空気カートリッジ組立体３００の先端部３０４は、後壁３１０を含む。後壁３１０は、先端部３０４の下流端部３１４において又はその近くで、パージ空気カートリッジ組立体３００の軸方向中心線３１２に対して半径方向及び円周方向に延びる。単一のオリフィス３１６は、後壁３１０を貫通して形成されている。１つの実施形態において、オリフィス３１６は、中心線３１２と同軸に後壁３１０を貫通して形成されている。オリフィス３１６は、後壁３１０の前方側面３１８及び後方側面３２０を貫通して延び、後壁３１０を通るパージ空気通路３０８からの流体連通をもたらす。

図１１は、本発明の少なくとも１つの実施形態による、図１０に示す空気カートリッジ組立体３００の先端部３０４の拡大断面斜視側面図を提示する。図１０及び１１に示すように、空気カートリッジ組立体３００は、インピンジメントプレート又はインサート３２２を含むことができる。インピンジメントプレート３２２は、後壁３１０の内側３１８から上流の先端部３０４の内部で中心線３１２に関して半径方向及び円周方向に延びる。インピンジメントプレート３２２は、後壁３１０の内側３１６から軸方向に離間し、その間にインピンジメントプレナム３２４を定めるようになっている。インピンジメントプレート３２２は、インピンジメントプレート３２２の上流側３２８及び下流側３３０を貫通して延びる複数のインピンジメント孔３２６を含む。インピンジメント孔３２６は、パージ空気通路３０８からインピンジメントプレート３２２を通ってインピンジメントプレナム３２４への流体連通をもたらす。インピンジメント孔３２６は、概してパージ媒体供給部（図示せず）及びパージ空気通路３０８からのパージ媒体又は空気３３２の流れを後壁３１０の前側３１８に対して向かわせるように向きが定められる及び／又は構成されるので、燃焼器２４の運転時に後壁３１０を冷却するインピンジメント流又は噴流がもたらされる。

図１０に示すように、半径間隙又はキャビティ３３４は、カートリッジ組立体３００の後壁３１０の頂部に隣接する先端部３０４と、燃料分配円板２４２に規定又は形成された開口２０１との間に定めること又は形成することができる。キャビティ３３４によって、後壁３１０での再循環領域が形成されるか又はもたらされる。

図１２は、本発明の１つの実施形態による、図９−１１に示す空気カートリッジ組立体３００の先端部３０４の斜視図を提示する。１つの実施形態において、図１２に示すように、複数のパージ通路３３６は、後壁３１０の面取り、傾斜、又は末広の側壁部に沿って形成される。パージ通路３３６は、パージ空気３３２の一部を、インピンジメントプレナム３２４及び／又はパージ空気通路３０８から半径方向外向きかつ円周又は接線方向でキャビティ３３４（図１１）中に流すように向きが定められるか又は構成されるので、燃焼器２４の運転時に再循環領域の形成が阻止される。

図１３は、本発明の１又はそれ以上の実施形態による、予混合燃料ノズル組立体１００を通る燃料及び加圧空気等のパージ媒体の種々の流路を示す予混合燃料ノズル組立体１００の断面側面図を提示する。燃焼器２４のパイロット予混合運転時に、図１３及び本明細書に提示及び説明される種々の図面に示すように、ガス燃料４００は、入口通路２６０を経由してパイロット燃料流路２５８に入るように送られる。特定の実施形態において、位置合わせ又は離隔特徴部２０８、２１６は、パイロット予混合燃料ノズル組立体２００と、１又は複数の中央本体１１０のスリーブ１２４の内面１２６との間の所望の半径間隙を維持するので、パイロット燃料流路２５８を通るガス燃料の適切な燃料流が保証される。

ガス燃料４００は、燃料プレナム２６２に流入し、予混合先端部２２６の外面２４０の周り及び／又は円周方向に隣接する各予混合管体２３８の間に形成又は規定された溝部２４８の内部を流れる又は循環する。ガス燃料４００は、予混合先端部２２６及び／又は燃料分配円板２４２に対する対流及び／又は伝導冷却をもたらすことができる。次に、ガス燃料４００は、１又は複数の燃料ポート２５６から各予混合管体２３８の予混合通路２５４に噴射される。

同時に、予混合空気４０２は、パイロット空気通路２２８を経由して送られる。パイロット予混合空気４０２は、ステム２０４、結合カラー２１４、及びベローズ２２０を通って流れ膨張カラー２２２に流入する。パイロット予混合空気４０２の一部は、各予混合管体２３８の入口端部２５０を通過して、１又は複数の燃料ポート２５６の上流で対応する予混合通路２５４に流入する。ガス燃料４００及びパイロット予混合空気４０２は、１又は複数の予混合通路２５４を通過して各予混合管体２３８のそれぞれの出口端部２５２を通って流出する際に、予混合されたパイロット燃料−空気混合気４０４を形成する。予混合されたパイロット燃料−空気混合気４０４は、燃焼室４４及び／又は反応領域４０６に流入し、ここで、予混合されたパイロット燃料−空気混合気４０４は、パイロット予混合火炎４０８として燃焼する。

特定の実施形態において、加圧空気等のパージ又は冷却媒体４１０は、パージ空気通路３０８に送られる。１又はそれ以上の実施形態において、パージ媒体４１０は、インピンジメント通路３２６を通過して、後壁３１０の前側３１８に衝突又は突き当たるので、後壁３１０に対する衝突又は噴出冷却をもたらす。パージ媒体４１０は、軸方向に延びるオリフィス３１６を通過して、パイロット予混合火炎４０８と同軸で反応領域に流入する。１つの実施形態において、パージ媒体４１０の一部（つまり２０％未満）は、半径間隙３３４をパージするためにパージ通路３３６を通って送ることができる。

図１４は、反応領域４０６の内部で軸方向に延びるオリフィス３１６を通過するパージ媒体４１０と、パイロット予混合フレーム４０８との間の空間的関係性の斜視図である。反応領域４０６へのパージ媒体４１０の軸方向の流れ方向及びパイロット予混合火炎４０８によって、従来のガス単独カートリッジに比べた場合の予混合パイロット火炎の安定性が向上するが、従来のガス単独カートリッジは、一般に、パージ媒体を半径方向外向きに流すか又は案内するので、パイロット予混合火炎４０８を消炎する可能性がある。パイロット予混合火炎４０８の消炎は、一般に、望ましくない又は最適でないパイロット火炎及びカートリッジパージ空気の相互作用、パイロット火炎での最適でない反応速度につながるので、エミッション性能に影響を与え、パイロット火炎を囲む最適温度よりも低い温度となり、このことは最適でない動的反応速度をもたらす場合がある。

本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、また、あらゆる当業者が、あらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること並びにあらゆる組み込み方法を実施することを含む本発明を実施することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。

１００ 予混合燃料ノズル組立体
１１０ 中央本体
１２４ スリーブ
２００ パイロット予混合燃料ノズル組立体
２２６ 予混合先端部
２２８ パイロット空気通路
２３６ 予混合管体
２５４ 予混合通路
２５６ 燃料ポート
２５８ パイロット燃料流路
２６２ 燃料プレナム

Claims (20)

1. 内面を有するスリーブ（１２４）によって少なくとも部分的に定められる中央本体（１１０）と、
   前記スリーブの内部で前記中央本体を貫通して延び、前記中央本体の内部にパイロット空気通路（２２８）を定めるパイロット予混合燃料ノズル組立体（２００）であって、前記パイロット予混合燃料ノズル組立体は、各々が予混合通路（２５４）及び燃料ポート（２５６）を定める複数の予混合管体（２３８）を有する予混合先端部（２２６）を有し、前記予混合通路が、前記パイロット空気通路と流体連通するパイロット予混合燃料ノズル組立体（２００）と、
   前記パイロット予混合燃料ノズル組立体と、前記中央本体の前記スリーブの内面との間で半径方向に定められたパイロット燃料流路（２５８）と、
   前記スリーブの内面と前記予混合先端部の外面との間に少なくとも部分的に定められた燃料プレナム（２６２）と、
   を備える予混合燃料ノズル組立体（１００）であって、
   前記燃料ポートは、前記燃料プレナムと前記予混合通路との間の流体連通をもたらす、予混合燃料ノズル組立体。
2. 前記パイロット燃料流路は、入口通路（２６０）と前記燃料プレナムとの間で軸方向に延びる、請求項１に記載の予混合燃料ノズル組立体。
3. 前記予混合燃料ノズルは、二元燃料予混合燃料ノズルである、請求項１に記載の予混合燃料ノズル組立体。
4. 前記パイロット予混合燃料ノズル組立体は、前記予混合先端部の上流で順に結合されたステム（２０４）、結合カラー（２１４）、ベローズ（２２０）、及び流れ膨張カラー（２２２）を含む、請求項１に記載の予混合燃料ノズル組立体。
5. 前記ベローズを円周方向で取り囲むライナ（２３０）をさらに備える、請求項４に記載の予混合燃料ノズル組立体。
6. 前記ベローズ及び前記ライナは、それらの間に少なくとも部分的にプレナム（２３６）を定める、請求項５に記載の予混合燃料ノズル組立体。
7. 前記複数の予混合管体は、前記燃料プレナムの内部で、前記予混合先端部の外面の周りで環状に配置される、請求項１に記載の予混合燃料ノズル組立体。
8. 前記複数の予混合管体の各予混合管体は、前記燃料プレナムの内部で前記予混合先端部の外面から半径方向外側に延在する、請求項１に記載の予混合燃料ノズル組立体。
9. 前記パイロット予混合燃料ノズル組立体は、前記予混合燃料流路の内部で前記パイロット予混合燃料ノズル組立体の１又はそれ以上の外面から半径方向外向きに延びる１又はそれ以上の半径方向オフセット特徴部を含む、請求項１に記載の予混合燃料ノズル組立体。
10. 端部カバー（５４）と、
    中央燃料ノズル（６０）の周りで環状に配置された複数の予混合燃料ノズル組立体（１００）であって、前記複数の予混合燃料ノズル組立体の各予混合燃料ノズル組立体及び前記中央燃料ノズルは、前記端部カバーに対して固定的に結合され、前記予混合燃料ノズル組立体の各々は二元燃料型予混合燃料ノズル組立体である予混合燃料ノズル組立体（１００）と、
    を備える燃焼器（２４）であって、
    前記予混合燃料ノズル組立体の各々は、
    内面を有するスリーブ（１２４）によって少なくとも部分的に定められる中央本体（１１０）と、
    前記スリーブの内部で前記中央本体を貫通して延び、前記中央本体の内部にパイロット空気通路（２２８）を定めるパイロット予混合燃料ノズル組立体（２００）であって、前記パイロット予混合燃料ノズル組立体は、各々が入口端部（２５０）及び出口端部（２５２）を有し、その間に予混合通路（２５４）を定める複数の予混合管体を有する予混合先端部（２２６）を備え、前記予混合管体の各々は燃料ポートを有し、前記予混合管体の前記入口端部は、前記パイロット空気通路と流体連通するパイロット予混合燃料ノズル組立体（２００）と、
    前記パイロット予混合燃料ノズル組立体と、前記中央本体の前記スリーブの内面との間で半径方向に定められたパイロット燃料流路（２５８）と、
    前記スリーブの内面と前記予混合先端部の外面との間に少なくとも部分的に定められた燃料プレナム（２６２）と、
    を備え、前記燃料ポートは、前記燃料プレナムと前記予混合通路との間の流体連通をもたらすことを特徴とする燃焼器。
11. 前記パイロット燃料流路は、入口通路（２６０）と前記燃料プレナムとの間で軸方向に延びる、請求項１０に記載の燃焼器。
12. 前記予混合燃料ノズルは、二元燃料予混合燃料ノズルである、請求項１０に記載の燃焼器。
13. 前記パイロット予混合燃料ノズル組立体は、前記予混合先端部の上流で順に結合されたステム（２０４）、結合カラー（２１４）、ベローズ（２２０）、及び流れ膨張カラー（２２２）を含む、請求項１０に記載の燃焼器。
14. 前記パイロット予混合燃料ノズル組立体は、前記ベローズを円周方向で取り囲むライナ（２３０）をさらに備える、請求項１３に記載の燃焼器。
15. 前記ベローズ及び前記ライナは、それらの間に少なくとも部分的にプレナム（２３６）を定める、請求項１４に記載の燃焼器。
16. 前記パイロット予混合燃料ノズル組立体の前記複数の予混合管体は、前記燃料プレナムの内部で、前記予混合先端部の外面の周りで環状に配置される、請求項１０に記載の燃焼器。
17. 前記複数の予混合管体の各予混合管体は、前記燃料プレナムの内部で前記予混合先端部の外面から半径方向外側に延在する、請求項１０に記載の燃焼器。
18. 前記パイロット予混合燃料ノズル組立体は、前記予混合燃料流路の内部で前記パイロット予混合燃料ノズル組立体の１又はそれ以上の外面から半径方向外向きに延びる１又はそれ以上の半径方向オフセット特徴部を含む、請求項１０に記載の燃焼器。
19. 前記燃焼器は、ガスタービンの構成要素である、請求項１０に記載の燃焼器。
20. 前記複数の予混合管体の前記予混合管体の前記出口端部は、前記予混合先端部の燃料分配円板（２４２）の周りで環状に配置される、請求項１０に記載の燃焼器。