JP2019532247A - ガスタービンエンジン燃焼器用の中央パイロット燃料噴射を備えるパイロットバーナアセンブリ - Google Patents
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Abstract
Description
Claims (12)
- ガスタービンエンジン(10)内の燃焼室(28)用のパイロットバーナアセンブリ(1)であって、
燃焼のためのパイロット燃料を提供するように適合された複数のパイロット燃料噴射孔(2)を有するバーナヘッド面(62)を含むパイロットバーナ(60)であって、前記バーナヘッド面(62)は中心(65)を有する、パイロットバーナ(60)と、
主燃料と空気との回転する混合物を生成するように適合されたラジアルスワーラ(70)であって、該ラジアルスワーラ(70)は、前記バーナヘッド面(62)の前記中心(65)の周りに周方向および半径方向に配置された複数のスワーラベーン(72)を有し、該スワーラベーン(72)は、バーナ領域(64)を規定する、半径方向内側の薄い端部(74)を有し、前記バーナ領域(64)は、前記バーナヘッド面(62)の前記中心(65)と同心状である、ラジアルスワーラ(70)と、
を備える、パイロットバーナアセンブリ(1)において、
前記バーナヘッド面(62)における前記各パイロット燃料噴射孔(2)は、前記バーナヘッド面(62)の前記中心(65)からの前記パイロット燃料噴射孔(2)の距離(3)が、前記バーナヘッド面(62)の前記中心(65)を前記バーナ領域(64)のエッジ(66)に接続する、前記パイロット燃料噴射孔(2)を通過する直線(99)に沿って測定したときに、前記バーナヘッド面(62)の前記中心(65)からの前記バーナ領域(64)の前記エッジ(66)の距離(4)の50%以下であるように、前記バーナ領域(64)内に配置されていることを特徴とする、パイロットバーナアセンブリ(1)。 - 前記バーナヘッド面(62)の前記中心(65)からの前記パイロット燃料噴射孔(2)の前記距離(3)は、前記バーナヘッド面(62)の前記中心(65)からの前記バーナ領域(64)の前記エッジ(66)の前記距離(4)の30%以下である、請求項1記載のパイロットバーナアセンブリ(1)。
- 前記バーナヘッド面(62)の前記中心(65)からの前記パイロット燃料噴射孔(2)の前記距離(3)は、前記バーナヘッド面(62)の前記中心(65)からの前記バーナ領域(64)の前記エッジ(66)の前記距離(4)の15%以下である、請求項1または2記載のパイロットバーナアセンブリ(1)。
- 前記バーナヘッド面(62)の前記中心(65)からの前記パイロット燃料噴射孔(2)の前記距離(3)は、前記バーナヘッド面(62)の前記中心(65)からの前記バーナ領域(64)の前記エッジ(66)の前記距離(4)の5%以上である、請求項1から3までのいずれか1項記載のパイロットバーナアセンブリ(1)。
- 前記バーナヘッド面(62)の前記中心(65)からの前記パイロット燃料噴射孔(2)の前記距離(3)は、前記バーナヘッド面(62)の前記中心(65)からの前記バーナ領域(64)の前記エッジ(66)の前記距離(4)の10%以上である、請求項1から4までのいずれか1項記載のパイロットバーナアセンブリ(1)。
- 前記バーナ領域(64)は円形である、請求項1から5までのいずれか1項記載のパイロットバーナアセンブリ(1)。
- 前記各パイロット燃料噴射孔(2)は、前記パイロット燃料を半径方向外方(88)へ提供するように適合されている、請求項1から6までのいずれか1項記載のパイロットバーナアセンブリ(1)。
- 前記半径方向外方(88)は、前記バーナヘッド面(62)に対して30度〜90度、特に30度〜60度の角度(5)を形成している、請求項7記載のパイロットバーナアセンブリ(1)。
- 前記複数のパイロット燃料噴射孔(2)は、少なくとも、第1のパイロット燃料噴射孔(6)および第2のパイロット燃料噴射孔(7)を含み、前記各第1のパイロット燃料噴射孔(6)および第2のパイロット燃料噴射孔(7)は、前記パイロット燃料を前記バーナヘッド面(62)に対して異なる角度(58,59)で前記半径方向外方(88)へ提供するように適合されている、請求項7または8記載のパイロットバーナアセンブリ(1)。
- 前記パイロット燃料噴射孔(2)は、二次元配列で配置されている、請求項1から9までのいずれか1項記載のパイロットバーナアセンブリ(1)。
- ガスタービンエンジン(10)用の燃焼器アセンブリ(100)であって、
長手方向軸線(35)を有する燃焼室(28)と、
請求項1から10までのいずれか1項記載のパイロットバーナアセンブリ(1)と、を備え、該パイロットバーナアセンブリ(1)は、前記燃焼室(28)の前記長手方向軸線(35)がバーナヘッド面(62)の中心(65)と一致するように配置されており、前記長手方向軸線(35)に沿って、パイロットバーナ(60)と、ラジアルスワーラ(70)と、前記燃焼室(28)とが、直列に配置されている、
ガスタービンエンジン(10)用の燃焼器アセンブリ(100)。 - 請求項1から10までのいずれか1項記載のパイロットバーナアセンブリ(1)を有する少なくとも1つの燃焼器アセンブリ(100)を備える、ガスタービンエンジン(10)。
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