JP2022150960A - ガスタービン用燃料ノズル装置 - Google Patents
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Abstract
【課題】ガスタービン用燃料ノズル装置内に供給される圧縮空気の圧力損失を低減する。【解決手段】ガスタービンエンジンの燃焼室内に燃料を噴射する燃料ノズル装置であって、所定の軸線方向に延び、燃焼室内に突出する外筒と、外筒の基端を閉じる後端壁と、外筒の中間部の内周から外筒の遊端部に向けて同軸的に延出し、かつその遊端部にて第1噴出口を画定し、外筒の遊端部と協働して第1噴出口を同軸的に外囲する環状の第2噴出口を画定する先細の円錐筒体と、後端壁を貫通して、円錐筒体の基端部の内周面に向けて開かれた燃料噴出ポートに至る燃料通路と、外筒の、円錐筒体の基端部及び燃料噴出ポートに隣接する部分間の部分に、接線方向の成分を含むように貫通形成された第1空気導入路と、外筒の、円錐筒体の基端部及び遊端部間の部分に、接線方向の成分を含むように貫通形成された第2空気導入路とを含む燃料ノズル装置を提供する。【選択図】 図2
Description
本発明は、ガスタービン用燃料ノズル装置に関する。
ガスタービンに於いては、燃焼器内で、圧縮された空気に向けてケロシン等の燃料を噴射して形成された混合気を燃焼することにより、タービンを駆動する燃焼ガスが得られる。そのとき、効率的な燃焼を達成するために、燃料を良好に霧化或いは気化させること、すなわち燃料を空気と良好に混合することが望まれる。
特許文献1には、液体を供給する中心筒と、中心筒を同軸的に外囲する基端及びその前方に向けて同軸的に延出する先細の遊端を有する円錐筒体と、円錐筒体の外周を同軸的に外囲する外筒とを有するノズル装置が開示されている。中心筒と円錐筒体の内周との間には、環状の第1の空気通路が画定され、円錐筒体の外周と外筒の内周との間には、第2の空気通路が画定される。両空気通路はそれぞれ狭窄部を含み、これらの狭窄部には、ノズルに供給される加圧空気の高速流が形成される。その結果、これらの領域に負圧が形成され、中心筒から液体がジェット流をなして噴射されることで、第1の空気通路に導入された加圧空気と混合する。この混合流の流れは、第2の空気通路に導入される加圧空気により更に加速される。また、これらの空気通路にはスワラが設けられることから、加圧空気の高速流は旋回流をなし、その結果、液体を高度に微粒化することができる。
しかしながら、特許文献1に記載のノズル装置は、高速の加圧空気流を発生させることにより、液体を微粒化させるものである。一方、ガスタービンに於いては、圧縮空気室と燃焼室との間の圧力差が比較的小さいため、高速の加圧空気流を得ることができない。したがって、このノズル装置を、そのままガスタービン用燃料ノズルに適用することができない。
本発明は、このような問題点を鑑み、燃料を効率よく燃焼できるガスタービン用燃料ノズル装置を提供することを目的とする。
この課題を解決するために、本発明の一態様は、ガスタービンエンジン(10)の燃焼室(52)内に燃料を噴射する燃料ノズル装置(100)であって、所定の軸線方向に延び、前記燃焼室内に突出する外筒(101)と、前記外筒の基端を閉じる後端壁(102)と、前記外筒の中間部の内周から前記外筒の遊端部に向けて同軸的に延出し、かつその遊端部にて第1噴出口(118)を画定し、前記外筒の前記遊端部と協働して前記第1噴出口を同軸的に外囲する環状の第2噴出口(119)を画定する先細の円錐筒体(104)と、前記後端壁を前記軸線方向に貫通して、前記円錐筒体の基端部の内周面に向けて開かれた燃料噴出ポート(109)に至る燃料通路(108)と、前記外筒の、前記円錐筒体の前記基端部と前記燃料噴出ポートに隣接する部分との間の部分に、接線方向の成分を含むように貫通形成された第1空気導入路(111)と、前記外筒の、前記円錐筒体の前記基端部と前記遊端部との間の部分に、接線方向の成分を含むように貫通形成された第2空気導入路(113)とを含む燃料ノズル装置を提供する。
この態様によれば、燃料と圧縮空気とを良好に混合することができ、燃焼室内での燃焼効率を高めることができる。
また、上記の構成において、前記後端壁の前面が平坦であって、前記第1空気導入路の後縁が、前記後端壁の前記前面に略整合しているとよい。
この構成によれば、燃料噴出ポートから噴射される高速の燃料ジェットに向けて、空気を、抵抗を受けることなく第1空気導入路から効率的に導入することができる。
また、上記の構成において、前記第1空気導入路の入口及び前記第2空気導入路の入口が、前記軸線方向について近接配置されているとよい。
この構成によれば、ノズル装置の軸線方向長を最小化し、かつ与えられた軸線方向長をもって、両空気導入路から導入される流れを、一層良好な旋回流となるようにすることができる。
また、上記の構成において、前記燃料通路が、周方向に所定角度で傾斜しているとよい。
この構成によれば、燃料噴出ポートから円錐筒体内に噴出される燃料を、第1空気導入路から導入される加圧空気の旋回方向と同じ方向で、周方向に旋回できる。これにより、円錐筒体の内表面に付着する燃料の液膜を、より均一な厚みに形成することが可能となり、燃料を良好に霧化できる。
また、上記の構成において、前記燃料通路が、前記燃料が前記円錐筒体の内表面に衝当する向きに噴射されるように構成されているとよい。
この構成によれば、燃料噴出ポートから円錐筒体内に噴出されて円錐筒体の内表面に付着する燃料の液膜を、より均一な厚みに形成することが可能となり、燃料を良好に霧化できる。
また、上記の構成において、前記外筒が、互いに同軸的な前部筒体(105)及び後部筒体(106)を含み、前記円錐筒体の後端に、径方向外側を向くフランジ(107)が形成され、前記フランジが、前記前部筒体の後端と前記後部筒体の前端との間に挟持されているとよい。
この構成によれば、燃料ノズル装置の組付けが容易となる。
また、上記の構成において、前記第1空気導入路の前記入口及び前記第2空気導入路の前記入口が、前記軸線方向に長い矩形又は長円形形状を有するとよい。
この構成によれば、第1空気導入路の入口及び第2空気導入路の入口の面積を大きく取ることができるため、第1空気流路及び第2空気流路に於ける圧力損失を低減することができる。
また、上記の構成において、前記外筒が、前記第2噴出口の前方に延出する先太のテーパ状内周面を有するとよい。
この構成によれば、第1噴出口及び第2噴出口から噴射される流れが良好になる。
また、上記の構成において、前記外筒の前記円錐筒体の前部を外囲する部分が、前記第2噴出口に向けて先細のテーパ状内周面を有するとよい。
この構成によれば、外筒の内周面及び円錐筒体の外周面によって画定される空間が前方に向けて先細となるため、この空間を通過する旋回流が増強される。
また、上記の構成において、前記第1空気導入路を画定する前記外筒の内周部分が、前方を向く肩面を有し、前記燃料噴出ポートが、前記肩面にて開口しているとよい。
この構成によれば、ノズル装置の構造が簡単になり、ノズル装置の形成が容易となる。
本発明によれば、燃料と圧縮空気とを良好に混合することができ、燃焼室内での燃焼効率を高めることができるガスタービン用燃料ノズル装置が提供される。
以下では、本発明に係る燃料ノズル装置100を航空機用のガスタービンエンジン10に用いた実施形態について、図を参照して説明する。まず、本実施形態の燃料ノズル装置100が用いられるガスタービンエンジン10の概要を、図1を参照して説明する。
ガスタービンエンジン10は、中心軸線Xについて互いに同軸に配置された略円筒状のアウタケーシング12及びインナケーシング14を有する。インナケーシング14の内部において、低圧系回転軸20は、前部第1ベアリング16及び後部第1ベアリング18によって、回転自在に支持されている。高圧系回転軸26は、低圧系回転軸20を中心軸線Xについて同軸的に外囲する中空軸をなし、前部第2ベアリング22及び後部第2ベアリング24によって、インナケーシング14及び低圧系回転軸20に回転自在に支持されている。
低圧系回転軸20はインナケーシング14より前方に突出した略円錐形状の先端部20Aを含む。先端部20Aの外周には、周方向に複数のフロントファン28が設けられている。フロントファン28の下流側のアウタケーシング12には、複数のステータベーン30が周方向に所定の間隔をおいて設けられている。ステータベーン30の下流側には、アウタケーシング12とインナケーシング14との間に形成された円環状断面形状を有するバイパスダクト32と、インナケーシング14に同軸に、すなわち中心軸線Xに同軸に形成された円環状断面形状を有する空気圧縮用ダクト34とが並列に設けられている。
空気圧縮用ダクト34の入口部には、軸流圧縮機36が設けられている。軸流圧縮機36は、低圧系回転軸20の外周に設けられた前後2列の動翼列38と、インナケーシング14に設けられた前後2列の静翼列40とを、軸線方向に互いに隣接して交互に有する。
空気圧縮用ダクト34の出口部には、遠心圧縮機42が設けられている。遠心圧縮機42は、高圧系回転軸26の外周に設けられたインペラ44を有する。空気圧縮用ダクト34の出口部、すなわちインペラ44の直上流位置には、空気圧縮用ダクト34を横切るストラット46がインナケーシング14に設けられている。遠心圧縮機42の出口部には、インナケーシング14に固定されたディフューザ50が設けられている。
ディフューザ50の下流側には、ガスタービン用燃焼器54が設けられている。ガスタービン用燃焼器54は、中心軸線Xを中心とする円環状の燃焼室52を画定している。ディフューザ50からは、圧縮空気が、圧縮空気室56を介して燃焼室52に向けて供給される。
インナケーシング14には、燃焼室52に燃料を噴射する複数の燃料噴射ノズル70が、中心軸線X周りの周方向に所定の間隔をおいて取り付けられている。各燃料噴射ノズル70は、燃焼室52に向けて燃料を噴射する。燃焼室52内では、燃料噴射ノズル70から噴射される燃料及び圧縮空気室56から供給される圧縮空気の混合気の燃焼によって、高温の燃焼ガスが生成される。
燃焼室52の下流側には、高圧タービン60及び低圧タービン62が設けられている。高圧タービン60は、燃焼室52の出口部に固定された静翼列58と、高圧系回転軸26の外周に固定された動翼列64とを含む。低圧タービン62は、高圧タービン60の下流側に位置し、インナケーシング14に固定された複数の静翼列66と、低圧系回転軸20の外周に設けられた複数の動翼列68とを、軸線方向に互いに隣接して交互に有する。
ガスタービンエンジン10の始動に際しては、図示しないスタータモータによって高圧系回転軸26が回転駆動されることで行われる。高圧系回転軸26が回転駆動されると、遠心圧縮機42によって圧縮された圧縮空気が燃焼室52に供給され、燃焼室52にて混合気が燃焼することで燃料ガスが発生する。燃料ガスは、動翼列64、68に噴き付けられ、高圧系回転軸26及び低圧系回転軸20を回転させる。これにより、フロントファン28が回転すると共に、軸流圧縮機36及び遠心圧縮機42が運転されることで、圧縮空気が燃焼室52に供給される。これにより、ガスタービンエンジン10は、スタータモータの停止後も運転を継続する。
また、ガスタービンエンジン10の運転中にフロントファン28が吸い込んだ空気の一部は、バイパスダクト32を通過して後方に噴き出され、推力を発生する。フロントファン28が吸い込んだ空気の残部は、燃焼室52に供給されて燃料との混合気として燃焼して燃料ガスを発生させる。燃焼ガスは、低圧系回転軸20及び高圧系回転軸26の回転駆動に寄与した後、後方に噴き出されて推力を発生する。
次に、本実施形態に係る燃料ノズル装置100の詳細を説明する。図2及び図3は、燃料ノズル装置100を詳細に示す。燃料ノズル装置100は、燃焼室52の後端から燃焼室52の内部に向けて突出する外筒101を含む。外筒101は、ガスタービンエンジン10の中心軸線Xと異なる中心軸線Aを中心として、軸線方向に延びる筒体である。外筒101の後端のやや前方には後端壁102が設けられ、後端壁102の後面及び外筒101の内周面によって燃料室103が画定されている。燃料室103は、外筒101と同軸に配置される円筒体であって、図示されていない燃料配管に接続されて燃料の供給を受けるようにされている。
外筒101の軸線方向中間部の内周面には、外筒101と同軸に配置されて軸線方向に延びる先細の筒体である円錐筒体104の基端(大径端)が結合され、円錐筒体104の遊端(小径端)は、外筒101の前端に達している。本実施形態では、外筒101は、互いに同軸をなす前部筒体105及び後部筒体106からなる。円錐筒体104の基端には、径方向外側に延びるフランジ107が設けられている。フランジ107は、前部筒体105と後部筒体106との間に挟持されており、前部筒体105、後部筒体106、及びフランジ107は、溶接又はロウ付けにより結合されている。
前部筒体105は、一定の外径を有する筒体をなし、後部筒体106の前端は、前部筒体105の外径と略同径である。燃料室103を画定する後部筒体106の後端の外径は、その前端よりも拡大されている。後端壁102の前面は略平坦であって、後部筒体106の外周が、後方に向けて拡径し始める領域に対応する。後部筒体106の前端付近の内周面は、燃料室103の内周面よりも径方向内側に位置する。
燃料室103の外周部分に対応する後端壁102には、6本の燃料通路108が、周方向に所定間隔をおいて軸線方向に貫通形成されている。本実施形態では、後部筒体106の前端の内周が円錐筒体104の基端の内周よりもやや小径であることにより、図4に示すように、後部筒体106の前端の内周に、軸線方向に延在して前方を向く環状の肩面110が形成されている。また、燃料通路108の前端は燃料噴出ポート109をなし、環状の肩面110の前面にて開口している。これらの燃料噴出ポート109は、円錐筒体104の後方を向く後端面と円錐筒体104の円錐面をなす内周面との境界近傍に配置されている。特に、燃料噴出ポート109の延長が、円錐筒体104の円錐面或いは後端面に接続する曲面領域に突き当たるようにするとよい。
後部筒体106の側壁の、後端壁102と円錐筒体104の基端との間の領域には、周方向に配列された複数の第1空気導入路111が貫通形成されている。第1空気導入路111は、前後方向に長い長円形形状或いは矩形形状を有し、径方向に対して接線方向に傾斜して延在している。第1空気導入路111の後縁部は、後端壁102の平坦な前面に略整合する。本実施形態では、第1空気導入路111の後縁部は、後端壁102の平坦な前面により画定されている。図4に示すように、燃料通路108は、互いに隣接する第1空気導入路111間の、後部筒体106の側壁の内周面近傍に位置している。第1空気導入路111は、円錐筒体104の内周面により画定される第1空気流路112に連通している。すなわち、第1空気導入路111は、後端壁102の前方に画定される円筒形の通路をなす第1空気流路112の上流部に直接連通している。
前部筒体105の側壁の、円錐筒体104の基端の直前の領域には、周方向に配列された複数の第2空気導入路113が貫通形成されている。第2空気導入路113は、略正方形断面を有し、径方向に対して、第1空気導入路111と同一の接線方向に傾斜して延在している。図5に示すように、第2空気導入路113は、円錐筒体104の外周面及び前部筒体105の内周面により画定される第2空気流路114に連通している。また、第1空気導入路111の入口及び第2空気導入路113の入口は、軸線方向について近接配置されている。
前部筒体105の前端は、円錐筒体104の前端よりもやや前方に位置する。前部筒体105の内周面は、円錐筒体104の前端よりも後方に位置する先細部115と、円錐筒体104の前端よりも前方に位置する先太部116と、先細部115と先太部116との間にあって、円錐筒体104の前端に略対応する位置に設けられた狭窄部117とを含む。このように、前部筒体105の内周面は、円錐筒体104の外周面に同軸的に対峙している。したがって、円錐筒体104の前端は、円形をなす第1空気流路112の第1噴出口118を形成し、前部筒体105の前端と狭窄部117との間の部分は、第2空気流路114の第2噴出口119を形成する。
次に、燃料ノズル装置100の作動の要領を説明する。燃料室103には加圧された燃料が導入され、燃料通路108を通過した後、燃料噴出ポート109を介して第1空気流路112に高速のジェット流として噴出される。このとき、この燃料の流れにより周囲に負圧が形成され、圧縮空気室56から導入された圧縮空気が、第1空気導入路111を介して第1空気流路112に吸い込まれる。また、第1空気導入路111が径方向に対して接線方向に傾斜していることにより、第1空気流路112に吸い込まれた圧縮空気は旋回流を形成し、燃料が良好に霧化或いは気化されることとなる。また、第1空気流路112は先細の円錐形をなしていることから、この旋回流は、前方に進むにしたがって旋回速度が増大しつつ、第1噴出口118から燃焼室52に向けて噴射される。このとき、第1噴出口118から噴射された噴出流は、第2空気導入路113を介して第2空気流路114内に導入された圧縮空気を第2噴出口119から吸い出すこととなる。特に、第2噴出口119が、第2空気流路114に於けるその上流側及び下流側に比して狭窄していることから、第2噴出口119に於ける圧縮空気の良好な流れが実現される。また、第2空気導入路113が傾斜していることにより、第2空気流路114から吸い出される圧縮空気は旋回流を形成し、第1噴出口118から噴出される混合気と良好に混合されることとなる。
ここで、後端壁102の前面は平坦であって、第1空気導入路111の後縁は、後端壁102の前面に略整合している。これにより、燃料噴出ポート109から噴射される高速の燃料ジェットに向けて、空気を、抵抗を受けることなく第1空気導入路111から効率的に導入することができる。
また、燃料噴出ポート109から噴出した燃料のうちの相当量は、円錐筒体104の内面に衝当する。これにより、燃料が内表面に付着することで、或いは内表面に沿って流れることで、燃料の霧化或いは気化が促進される。
更に、第1空気導入路111及び第2空気導入路113は、軸線方向に長い矩形又は長円形形状を有する。これにより、第1空気導入路111及び第2空気導入路113の面積を大きく取ることができるため、圧縮空気室56内から供給される圧縮空気の量を増加することができる。また、第1空気導入路111及び第2空気導入路113は、軸線方向について近接配置されている。これにより、燃料ノズル装置100の軸線方向長さを最小化し、かつ与えられた軸線方向長をもって、第1空気導入路111及び第2空気導入路113から導入される圧縮空気の流れを、一層良好な旋回流となるようにすることができる。
図6に示すように、本発明の変形実施例では、燃料通路108が周方向に所定角度で傾斜している。これにより、燃料噴出ポート109から噴出される燃料が、軸線方向成分及び周方向成分の速度を有する旋回流となるため、燃料を更に良好に霧化或いは気化できる。
以上で具体的な実施形態の説明を終えるが、本発明は上記実施形態に限定されることなく幅広く変形実施することができる。例えば、前部筒体105及び後部筒体106の対向端部にねじ部を設け、フランジ107を両筒体間で挟持するように、両筒体を互いにねじ結合することにより、前部筒体105、後部筒体106、及びフランジ107を一体的に組み付けることもできる。
10 :ガスタービンエンジン
52 :燃焼室
100:燃料ノズル装置
101:外筒
102:後端壁
103:燃料室
104:円錐筒体
105:前部筒体
106:後部筒体
108:燃料通路
109:燃料噴出ポート
110:肩面
111:第1空気導入路
112:第1空気流路
113:第2空気導入路
114:第2空気流路
115:先細部
116:先太部
117:狭窄部
118:第1噴出口
119:第2噴出口
A :燃料ノズル装置の中心軸線
X :ガスタービンの中心軸線
52 :燃焼室
100:燃料ノズル装置
101:外筒
102:後端壁
103:燃料室
104:円錐筒体
105:前部筒体
106:後部筒体
108:燃料通路
109:燃料噴出ポート
110:肩面
111:第1空気導入路
112:第1空気流路
113:第2空気導入路
114:第2空気流路
115:先細部
116:先太部
117:狭窄部
118:第1噴出口
119:第2噴出口
A :燃料ノズル装置の中心軸線
X :ガスタービンの中心軸線
Claims (10)
- ガスタービンエンジンの燃焼室内に燃料を噴射する燃料ノズル装置であって、
所定の軸線方向に延び、前記燃焼室内に突出する外筒と、
前記外筒の基端を閉じる後端壁と、
前記外筒の中間部の内周から前記外筒の遊端部に向けて同軸的に延出し、かつその遊端部にて第1噴出口を画定し、前記外筒の前記遊端部と協働して前記第1噴出口を同軸的に外囲する環状の第2噴出口を画定する先細の円錐筒体と、
前記後端壁を前記軸線方向に貫通して、前記円錐筒体の基端部の内周面に向けて開かれた燃料噴出ポートに至る燃料通路と、
前記外筒の、前記円錐筒体の前記基端部と前記燃料噴出ポートに隣接する部分との間の部分に、接線方向の成分を含むように貫通形成された第1空気導入路と、
前記外筒の、前記円錐筒体の前記基端部と前記遊端部との間の部分に、接線方向の成分を含むように貫通形成された第2空気導入路とを含む、燃料ノズル装置。 - 請求項1に記載の燃料ノズル装置であって、
前記後端壁の前面が平坦であり、前記第1空気導入路の後縁が、前記後端壁の前記前面に略整合することを特徴とする燃料ノズル装置。 - 請求項1又は請求項2に記載の燃料ノズル装置であって、
前記第1空気導入路の入口及び前記第2空気導入路の入口が、前記軸線方向について近接配置されていることを特徴とする燃料ノズル装置。 - 請求項1から請求項3のいずれか一項に記載の燃料ノズル装置であって、
前記燃料通路が、周方向に所定角度で傾斜していることを特徴とする燃料ノズル装置。 - 請求項1から請求項4のいずれか一項に記載の燃料ノズル装置であって、
前記燃料通路が、前記燃料が前記円錐筒体の内表面に衝当する向きに噴射されるように構成されていることを特徴とする燃料ノズル装置。 - 請求項1から請求項5のいずれか一項に記載の燃料ノズル装置であって、
前記外筒が、互いに同軸的な前部筒体及び後部筒体を含み、
前記円錐筒体の後端に、径方向外側を向くフランジが形成され、
前記フランジが、前記前部筒体の後端と前記後部筒体の前端との間に挟持されていることを特徴とする燃料ノズル装置。 - 請求項1から請求項6のいずれか一項に記載の燃料ノズル装置であって、
前記第1空気導入路の前記入口及び前記第2空気導入路の前記入口が、前記軸線方向に長い矩形又は長円形形状を有することを特徴とする燃料ノズル装置。 - 請求項1から請求項7のいずれか一項に記載の燃料ノズル装置であって、
前記外筒が、前記第2噴出口の前方に延出する先太のテーパ状内周面を有することを特徴とする燃料ノズル装置。 - 請求項1から請求項8のいずれか一項に記載の燃料ノズル装置であって、
前記外筒の前記円錐筒体の前部を外囲する部分が、前記第2噴出口に向けて先細のテーパ状内周面を有することを特徴とする燃料ノズル装置。 - 請求項1から請求項9のいずれか一項に記載の燃料ノズル装置であって、
前記第1空気導入路を画定する前記外筒の内周部分が、前方を向く肩面を有し、
前記燃料噴出ポートが、前記肩面にて開口することを特徴とする燃料ノズル装置。
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