JP3077939B2 - ガスタービン燃焼室及びその操作方法 - Google Patents

ガスタービン燃焼室及びその操作方法

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Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、ガスタービン燃焼室及びガスタービンエン
ジン燃焼室を運転する方法に関する。
工業用低排出物ガスタービンエンジンに必要な排出物
基準に適合させるために、エンジン燃焼室の容積は増大
された。現在工業用ガスタービンエンジンは環型、また
は、缶環型（can−annular）燃焼室を使用する。同じ軸
線方向の長さに燃焼室アセンブリを組み込みながら、燃
焼室アセンブリの容積を増大するためには、複数の管状
燃焼室を使用する必要があり、その長手方向の軸線は、
ガスタービンエンジンのほぼ半径方向に配置されてい
る。管状燃焼室の入り口はそれらの半径方向外側端部に
あり、移行ダクトは、高温の排出ガスをガスタービンエ
ンジンのタービン部分に向けて軸線方向に排出するため
に管状燃焼室の出口と一列のノズルガイドとを接続す
る。
また、排出物基準の要求に適合させるために、発生す
る窒素酸化物の量を最小限にするために段階的な燃焼が
必要になる。現在、排出物基準の要求は、工業用のガス
タービンの排気には窒素酸化物は100万分の25（体積
比）以下である。窒素酸化物の排出を減少させる基礎的
な方法は、燃焼反応温度を低下させることであり、これ
は、燃焼が起こる前に燃焼と燃料空気のすべてを予備混
合する必要がある。窒素酸化物（NOx）は、通常２段階
の燃焼噴射を使用する方法によって低減される。英国特
許第1489339号は、NOxを低減するための２段階の燃料噴
射を開示する。段階的な燃焼において、両段階の燃焼は
「希薄燃焼」及び窒素酸化物（NOx）を最小にするため
に必要な低い燃焼温度を提供することを目的とする。こ
の用語の「希薄燃焼」は空気対燃料比が低い、即ち化学
量論的な比以下である空気内での燃料の燃焼を意味す
る。
本発明は、新しいガスタービンエンジン燃焼室及びガ
スタービンエンジン燃焼室を運転する新しい方法を提供
することを目的とする。
従って、本発明は、第１の空気取り入れ装置，第１の
燃料インジェクタ装置及び第１の燃料空気混合領域を有
し、該第１の燃料空気混合領域は少なくとも１つの管状
壁及び該管状壁の上流端に接続された上流壁によって形
成され、該上流壁は少なくとも１つの開口部を有し、前
記第１の空気取り入れ装置は、少なくとも１つの第１の
半径方向の流れ渦巻き器及び少なくとも１つの第２の半
径方向の流れ渦巻き器を有し、前記第１の半径方向の流
れ渦巻き器は、前記開口部を通じて第１の燃料空気混合
領域に空気を供給するようになっており、前記第２の半
径方向の流れ渦巻き器は、前記開口部を通じて第１の燃
料空気混合領域に空気を供給するようになっており、前
記第１の半径方向の流れ渦巻き器は、燃焼室の軸線に関
して前記第２の半径方向の流れ渦巻き器の軸線方向下流
に配置されており、前記第１の半径方向流れ渦巻き器
は、前記第２の半径方向の流れ渦巻き器に対して反対方
向に空気を渦巻くようになっており、前記第１の燃料イ
ンジェクタ装置は、前記第１の半径方向の流れ渦巻き器
の羽根の間に形成された少なくとも１つの通路に、及び
前記第２の半径方向の流れ渦巻き器の羽根の間に形成さ
れた少なくとも１つの通路に燃料を供給するようになっ
ているガスタービンエンジン燃焼室を提供する。
本発明は、又、ガスタービンエンジンの運転開始から
所定の出力動力水準が得られるまでパイロット燃料イン
ジェクタ装置からの燃料を第１の燃料空気混合領域にの
み供給し、前記所定の水準より高い出力動力水準のため
に前記第１の燃料空気混合流域に流すために、第１の半
径方向の流れ渦巻き器の羽根の間に形成された少なくと
も１つの通路及び第２の半径方向の流れ渦巻き器の羽根
の間に形成された少なくとも１つの通路に第１の燃料イ
ンジェクタ装置から燃料を供給し、前記第１の燃料空気
混合領域の下流の燃焼室の内側部の第２の燃焼領域へ流
すために第２の燃料インジェクタ装置から第２の燃料空
気混合領域に燃料を同時に供給する、前記ガスタービン
エンジン燃焼室を運転する方法を提供する。
本発明の実施例を添付図面を参照して説明する。
図１は本発明による燃焼室アセンブリ及び燃料インジ
ェクタ装置を有するガスタービンエンジンの側面図であ
る。
図２は、図１に示す燃焼室の一実施例の長手方向の拡
大断面図である。
図３は図２に示す燃焼室アセンブリの上流側部分の長
手方向の拡大断面図である。
図４は図３の矢印Ｇ−Ｇの断面図である。
図５は、図３の矢印Ｈ−Ｈの断面図である。
図６は図３に示す燃焼室のベース負荷燃料流の百分率
対負荷百分率のグラフである。
図７は、本発明による燃焼室アセンブリの第２実施例
を示す長手方向の拡大断面図である。
図８は本発明による燃焼室の第３実施例を示す長手方
向拡大断面図である。
図１に示す工業ガスタービンエンジン10は、軸線方向
の流れに沿って入口12、コンプレッサ部分14、燃焼室ア
センブリ16、タービン部分18、動力タービン部分20及び
排気管22を有する。タービン部分18は１本または複数本
のシャフト（図示せず）を介してコンプレッサ部分14を
駆動するようになっている。動力タービン部分20はシャ
フト24を介して発電機26を駆動するようになっている。
しかしながら、動力タービン部分20は他の目的のため
の駆動源を提供することもできる。ガスタービンエンジ
ン10の作動は全く従来通りであり、更に説明することを
要しない。燃焼室アセンブリ16は、図２乃至図５にさら
に詳しく示される。複数のコンプレッサ出口羽根28は、
コンプレッサ部分14の軸線方向の下流端部に備えられ、
コンプレッサ部分14の軸線方向下流に半径方向内端に管
状室34の内面を形成する内側管状壁30が固定される。拡
散器が環状壁32と内側の環状壁30の上流部分との間に形
成される。内側環状壁30の壁30の下流端は、燃焼室アセ
ンブリ16からタービン部分18に高温ガスを向ける一列の
ノズルガイド羽根90の半径方向の内端に固定されてい
る。
燃焼室アセンブリ16は、複数の等しく円周方向に間隔
を置いた管状燃焼室36を有する。管状燃焼室36の軸線
は、ほぼ半径方向に延びるように配置されている。管状
燃焼室36の入口は、それらの半径方向外端であり、それ
らの出口は、それらの半径方向の内端にある。管状燃焼
室36の各々は、管状壁37の上流端に固定された上流壁44
を有する。管状壁37の第１の上流端は第１の燃料及び空
気混合領域64を形成し、管状壁37の第２の下流部分42
は、第３の部分40によって第１の部分38と相互に接続さ
れている。管状壁37の第２の部分42は第１の部分38より
大きな直径を有する。第３の部分40は円錐台形である。
円周方向に等しい間隔を置いた複数のトランジッショ
ンダクト46が提供される。トランジッションダクト46の
各々はその上流端に円形の断面を有する。トランジッシ
ョンダクト46の各々の上流端は管状燃焼室36の対応する
端部の下流端の周りに同軸的に配置されており、トラン
ジッションダクト46の各々はノズルガイド羽根90の管状
部分を接続し、それを密封する。
複数の円筒形のケーシング48が提供され、各円筒形ケ
ーシング48は管状燃焼室36の各端部の周りに同軸上に配
置されている。各円筒形ケーシング48は、環状エンジン
ケーシング50上の各ボス52に固定されている。多数の室
54が各管状燃焼室36とその各円筒形のケーシング48との
間に形成される。
各トランジッションダクト46の上流端は、トランジッ
ションダクトの上流端に関して半径方向に延びるブラケ
ット56を有しており、エンジンケーシング50は複数対の
ブラケット58を有する。各ブラケット56はピン60によっ
てブラケット対58の各々に枢着されている。これは、19
90年９月１日出願の英国特許第9019089.3号にさらに完
全に開示されている。
管状燃焼室36の各々の上流壁44は、第１の燃料及び空
気混合流域64に空気及び燃料の供給を可能にする開口部
62を有する。複数の第１の半径方向の流れ渦巻き器が提
供され、各第１の半径方向の流れ渦巻き器が各管状燃焼
室36の上流壁44内の開口部62と同軸状に配置されてい
る。同様に複数の第２の半径方向の流れ渦巻き器が配置
され、各第２の半径方向の流れ渦巻き器が各管状燃焼室
36の上流壁44の開口部62に同軸的に配置されている。第
１の半径方向の流れ渦巻き器は、第２の半径方向の流れ
渦巻き器の軸線方向下流に配置されている。
各第１の半径方向流れ渦巻き器は、第１の側板66,第
２の側板68及び複数の第１の翼70を有する。第１の側板
66は、上流壁44の開口部62に同軸的に配置されている中
央開口部を有し、側板66は上流壁44に固定されている。
第１の翼70は、第１と第２の側板66と68の間に軸線方向
に延びており、それに固定されている。多数の通路72は
空気流用の第１の翼70の間に形成されている。各第２の
半径方向の流れ渦巻き器は、複数の第２の翼74と第３の
側板76を有する。第２の翼74は第２の側板68と第３の側
板76との間で軸線方向に延びている。第２の側板68は、
上流壁44内に開口部62に同軸的に配置された中央開口部
を有し、軸線方向の下流方向の開口部62に延びている。
多数の通路80は空気流用の第２の翼74の間に形成されて
いる。第１及び第２の半径方向の流れ渦巻き器の第１及
び第２の翼70,74は、図４及び図５から分かるように反
対方向に渦を巻くように配置されている。第１の環状空
気取り入れ口82は第１の側板66の半径方向外端と各円筒
形ケーシング48の外端の包囲体板84との間で軸線方向に
形成される。複数のパイロット燃料インジェクタ装置86
が提供され、各パイロット燃料インジェクタ装置86は、
開口部62を通って燃料を第１の燃料空気混合領域64に供
給するために管状燃焼室36の一方の開口部に同軸的に配
置される。複数の第１の燃料インジェクタ装置88は管状
燃焼室36の各々毎に設けられる。第１の燃料インジェク
タ装置88の各々は管状燃焼室36に関して軸線方向に延び
る中空の円筒形の部材を有する。中空の円筒形部材の各
々は、第３の側板76及び第２の側板68を軸線方向に通過
し、第１の側板66のブラインド穴に配置される。中空の
円筒形部材は、第２の羽根74の間の１つの通路を通り、
第１の羽根70の間の１つの通路を通って軸線方向に通過
するようになっている。中空の円筒形部材は、通路72,8
0の半径方向の外側領域に向かって配置され、燃料を第
１の半径方向の流れ渦巻き器アセンブリに噴射するため
に軸線方向に間隔を置いた開口部90を有し、燃料を第２
の半径方向の流れ渦巻き器アセンブリに噴射する軸線方
向に間隔を置いた開口部90を有する。この開口部90は、
燃料を半径方向に流すように配置される。
第２の燃料空気混合領域94は、各燃焼室36の第１の燃
料及び空気混合領域64を包囲している。また、それは、
各第２の管状壁96及び第３の管状壁98との間に形成され
る。第２の管状壁96は、第２の燃料及び空気混合領域の
半径方向の外端を形成する。第３の管状壁98は、第２の
燃料及び空気混合領域94の半径方向内端を形成する。各
第３の管状壁98の軸線方向上流端100は、各管状燃焼室
の第１の半径方向流れ渦巻き器の第１の側板66に固定さ
れる。第２の管状空気取り入れ口102は、空気を第２の
燃料空気混合領域94に供給するために各第２の管状壁96
の上流端と各第３の管状壁98の上流端100との間の軸線
方向に形成する。
複数の第２の燃料インジェクタ装置104は、管状燃焼
室36の各々毎に提供される。第２の燃料インジェクタ装
置104の各々は管状燃焼室36に関して軸線方向に延びる
中空の円筒形部材を有する。中空の円筒形部材の各々
は、燃料を第２の燃料空気混合領域94に供給するために
第３の管状壁98の上流を通って軸線方向に貫通する。
各第２及び第３の管状壁96,98は各管状壁の第１の部
分38のまわりに同軸的に配置される。各第２の管状燃料
空気混合領域94の下流端において、第２及び第３の管状
壁96及び98が各第３の円錐台部分40に固定されており、
各円錐台部分40は、円周方向に間隔を置いた複数の開口
部106を有し、この開口部106は、管状燃焼室36の軸線に
向かって下流方向に管状燃焼室36内の第２の燃料領域11
2に燃料及び空気を供給するようになっている。開口部1
06は円形またはスロットである。
各第１の側板66は、管状壁の冷却のために管状壁の上
流部分38と第３の管状壁98との間の環状空間に冷却空気
を供給するために複数の開口部108を備えている。
管状壁96,98は、その吹出し冷却を行うため間隔を置
いた有孔の内側及び外側薄板を有する積層構造から形成
することができる。
作動において、一次空気Ａは第１の空気取り入れ口82
を通り、第１及び第２の半径方向の流れの渦巻き器を通
って流れる。リップ78は一次空気を第１の燃料空気混合
領域、すなわち第１の燃焼領域64に供給する。第１及び
第２の半径方向の流れからの空気流は反対方向であり、
これは対向する渦Ｂ及びＣを形成する。混合乱流を改良
するシア層Ｄが渦Ｂ及びＣの間に形成される。
パイロット燃料インジェクタ装置86は、約40％の動力
以下の低い動力設定でのみ使用される。それらは管状燃
焼室36の軸線上に局所的に燃料の多い混合体をつくるた
めに第２の半径方向の流れ渦巻き器を通過した一次空気
にのみ小さい角度でガスまたはあらかじめ蒸発した液体
燃料を噴射する。拡散によって燃料を渦Ｂ内の一次空気
と混合させる。渦Ｃはく空気だけの領域を残す。従っ
て、第１の燃焼領域64内の燃焼を維持するために燃焼室
36の中心線上につくる。低動力運転中、第１燃料インジ
ェクタ装置88は使用されず、一次空気が第１及び第２の
渦巻き器アセンブリの各翼70及び74の間に形成された通
路の下流端から出る。
約40％の動力より高い動力設定において、パイロット
インジェクタ装置86は使用されず、燃焼室36に供給され
たすべての燃料は第１及び第２のインジェクタ装置88及
び104からそれぞれ供給される。
高動力設定すなわち、40％以上の動力設定において、
第１の燃料インジェクタ装置88はガス、またはあらかじ
め気化された液体燃料を第１及び第２の渦巻き器の各羽
根70及び74の間に形成された通路72及び80に噴射する。
同時に第２の燃料インジェクタ装置104は、第２の環状
取り入れ口102を通って第２の燃料空気混合領域94に入
る二次空気と混合するために第２の燃料空気空気混合領
域94にガス、またはあらかじめ気化された液体燃料を噴
射する。
第１及び第２の半径方向の流れ渦巻きアセンブリは、
燃料空気混合体が燃焼室36の中心線に平行に流れるよう
に転向する前に管状燃焼室36の中心線に向かって燃料空
気混合体を流す。燃料は反対方向の渦巻き器を有する渦
Ｂ及び渦Ｃ内に搬送され、２つの渦の間のシア層Ｄは混
合流を改良する。管状燃焼室36内にはネット渦巻きがな
く、従って、ガスは、管状燃焼室36の容積を最小にし、
燃焼室36の上流部分の内面上の冷却空気との混合を最小
にする第１の燃焼領域64の管状燃焼室36の中心線に迅速
に戻るように拡散する。これは、燃焼室の上流部分38へ
の熱伝達を最小にし、冷却空気を有効に使用することを
可能にし、燃焼効率を改善する。
二次空気Ｅは、第２の空気取り入れ口102を通って第
２空気燃料混合領域94に流れ込む。二次空気及び燃料
は、第２の燃料空気混合領域94を通って軸線方向下流に
流れるときに混合される。その結果、第２の空気燃料混
合領域94は管状燃焼室36の第２の下流部分42に開口部10
6を介して噴射され、第２燃焼が第２の燃焼領域112を生
じる。第２の燃料空気混合領域94から噴射された燃料空
気混合体は、管状燃焼室36の中心線に向かって下流方向
に向かう別れたジェットの形態である。これは、第２燃
料空気混合体が第１の燃料領域64からのガスへうまく通
り抜けることを保証し、したがって良好な混合が保証さ
れる。第２燃焼空気混合ジェットＦと燃焼室36の下流部
分42の内面上を流れる冷却空気との相互作用は、燃焼室
の中心線に向かうジェットＦの整合によって最小化され
る。
図６のグラフは、パイロット、第１及び第２燃料イン
ジェクタ装置86,88及び104への燃料流がガスタービンエ
ンジンの動力、または負荷設定によってどのように変化
するかを示すグラフである。
35％以下の動力の設定では、パイロット燃料インジェ
クタ装置86からの燃料のみが供給される。35％以上の動
力設定において、燃料は第１と第２の燃料インジェクタ
装置88及び104に同時に供給され、パイロットインジェ
クタ装置86への燃料の供給は終了する。35％の動力また
は負荷設定では、各燃焼室に供給される燃焼の83％は第
１の燃料インジェクタ装置88に供給され、燃料の残り17
％は第２のインジェクタ装置104に供給される。動力、
または負荷の設定が増大すると、各燃焼室に供給される
燃料の総量が増大し、第１の燃料インジェクタ装置及び
第２の燃料インジェクタ装置へ供給される燃料の総量が
増大する。第１の燃料インジェクタ88に供給される燃料
の、燃焼室へ供給される燃料全体に対するパーセンテー
ジは35％の動力設定での83％から次第に減少し100％の
動力設定においてほぼ50％に減少する。第２の燃料イン
ジェクタ104に供給される燃料の、燃焼室へ供給される
燃料全体に対するパーセンテージは35％の動力設定での
17％から次第に増加し100％の動力設定においてほぼ50
％に増加する。
第１の燃料インジェクタ装置88に供給される燃料のパ
ーセンテージは、40％の動力設定での78％から次第に減
少し、100％の動力設定においてほぼ50％に減少し、第
２の燃料インジェクタ装置104に供給される燃料のパー
センテージは、40％の動力設定での22％から次第に増加
し、100％の動力設定においてほぼ50％に増加するのが
好ましい。
高い温度で窒素が分解し、窒素酸化物（NOx）が形成
されるのを防止するために、1800゜K（1527℃）の一定
の最高温度を有するように第１の燃料空気混合領域64に
燃料が供給される。
一酸化炭素等の形成を防止するために、1800゜K（152
7℃）の一定の最高温度を有し、1500゜K（1227℃）の最
低温度を有するように第２の燃料空気混合領域64に燃料
が供給される。好ましくは、最低温度1550゜Kである。
第１の燃料空気混合領域64に開放された熱は第２の燃料
空気混合領域94の第２の空気を加熱する。
図２から図５に示す燃焼室36において、第１の燃料空
気混合領域64内の炎の温度は、窒素酸化物の排出を低く
抑えるように、ほぼ一定の、すなわち、所定の範囲の温
度内に留まることが必要である。しかしながら、35％及
び100％の動力の間の動力設定の変化によって、必要な
炎の温度と炎が消える温度との間の温度差が変化する。
場合によっては、炎は第１の燃料空気混合流域内で消え
る。炎の温度と炎が消える温度との間に適当な温度差を
提供するために第１の燃料空気混合領域64に供給する燃
料の比率を増大することができる。しかしながら、この
解決方法は、炎の温度が上昇し、窒素酸化物の排出が増
大するから望ましくない。
図７に示す他の燃焼室アセンブリ136は、図２乃至図
５に示すものとほぼ同じであり、同じ部品を指定するた
めに同じ参照符号が使用される。燃焼室アセンブリ136
は、管状壁37の第１の部分38の下流端がスロート122に
向かって直径が有する円錐台部分120を有するという点
において図２乃至図５に示すものとは異なる。第３の円
錐台部分40は第１の部分38と第２の部分42を相互に接続
し、第２の部分42は第１の部分38より大きな直径を有す
る。
円錐台部分120とスロート112によって提供される第１
の部分38の下流端部での直径を小さくすることによっ
て、燃料空気混合物を再点火するために第１の燃料空気
混合領域または一次燃料領域64に高温の燃焼生成物の再
循環を向上させる。またこれは、二次空気が第２の燃料
空気混合流域94から第１の燃料空気混合領域64すなわ
ち、一次燃料領域に流れることを最小にするかまたは防
止する。第１の部分38の下流端における直径を小さくす
ることによって、第１の燃料空気混合領域または燃料領
域64の一定温度と組み合わされて炎の温度と炎が消える
温度との間の適当な温度差が第１の燃料空気混合領域64
の炎が消えることを防止するため35％から100％の動力
の間で動力設定が変化するように維持される。パイロッ
ト、第１及び第２燃料インジェクタ装置86,88及び104へ
の燃料流れは、図６に示すと同じ方法でガスタービンエ
ンジンの動力設定においてそれぞれ変化する。
図２乃至図５及び図７に示す燃焼室は、−30゜から＋
30℃またはそれ以上の範囲に大気温度における完全な動
力範囲にわたる作動において適当である。
図８に示す他の燃焼室アセンブリ136は、図７に示す
ものとほぼ同様であり、同じ部品を指定するために同じ
参照符号が使用されている。燃焼室アセンブリ236は、
管状燃焼室136の各々が５番目の部分132によって第２の
部分42に相互に接続され、その下流に配置された第４の
部分130を有する点において図７に示すものと異なる。
管状壁の第４の部分130は、第２の部分40より大きい直
径を有し、第５の部分132は円錐台形である。管状壁37
の第２の部分42の下流端は直径がスロート136に向かっ
て延びる円錐台部分134を有する。
第３の環状燃料空気混合領域138は、各管状燃焼室236
の第２の燃料流域112を包囲する。各第３の管状燃焼空
気混合領域138は、第４の環状壁140と第５の管状壁142
との間に形成される。第４の管状壁140は第３の燃料空
気混合領域138の半径方向外端を画定し、第５の管状壁1
42は第３の燃料空気混合領域138の半径方向内端を画定
する。第３の環状空気取り入れ口144は空気を第３の環
状燃料空気混合領域138に供給するために第４及び第５
の環状壁140の上流端の間に形成される。
複数の第３の燃料インジェクタ装置146が管状燃焼室1
36の各々毎に備えられている。
各第４及び第５の管状壁140,142が各管状壁の第２の
部分42の周りに同軸的に配置されている。各第３の燃料
空気混合領域138の下流端において、第４及び第５の管
状壁140及び142が第５の円錐台部分132に固定され、各
円錐台部分132には半径方向に間隔を置いた複数の開口
部148が設けられており、この開口部は、管状燃焼室136
の軸線に向かって下流方向に管状の燃焼室136の第３の
燃焼領域150に燃料空気を流すようになっている。この
開口部148は円形かまたはスロットである。
作動において、一次空気Ａは、第１の空気取り入れ口
82及び第１及び第２の半径方向の流れ渦巻き器を通って
流れる。リップ78は一次空気を第１の燃料空気混合領
域、すなわち第１の燃焼領域64に流す。第１及び第２の
半径方向の流れ渦巻き器からの空気流は、混合乱流を改
良するために反対方向である。
パイロット燃料インジェクタ装置86は約40％より小さ
い低い動力設定で使用される。それらは、管状燃焼室13
6の軸線上に局所的に燃料が豊富な混合体をつくるため
に第２の半径方向の流れ渦巻き器を通過する一次空気流
に狭い角度でガスまたは予め気化された液体燃料を噴射
する。拡散によって燃料を渦Ｂと混合させる。渦Ｃは、
空気のみの領域にある。このように局所的に濃厚な燃料
空気混合物が燃焼室136の中心線上につくられ第１の燃
焼領域64内に燃焼を支持する。
低動力運転中、第１の燃料インジェクタ装置88は使用
されず、一次空気だけが第１と第２の渦巻き器アセンブ
リの各羽根70及び74の間に形成された通路72及び80の下
流端から出る。約40％の動力でまたはそれ以上の高い動
力設定において、パイロット燃料インジェクタ装置86は
使用されず、燃焼室136に供給されたすべての燃料は、
第１及び第２の燃料インジェクタ装置88,104、または第
１、第２及び第３の燃料インジェクタ装置88,104及び14
6から供給される。
40％の動力でまたはそれ以上の高い動力設定で第１の
燃料インジェクタ装置88は、第１及び第２の渦巻き器ア
センブリの各羽根70と74との間に形成された通路72及び
80にガスまたは予め気化された液体燃料を噴射する。同
時に第２の燃料インジェクタ装置104は、第２の環状空
気取り入れ口102を通じて第２の燃料空気混合領域94に
入る二次空気と混合させるために第２の燃料空気混合領
域94にガスまたは予め気化された液体燃料を噴射する。
第１及び第２の半径方向の流れ渦巻き器は、燃料空気
混合物が燃焼室136の中心線に平行に流れるように転向
する前に管状燃焼室136の中心線に向かって燃料空気混
合物を流す。燃料は反対方向の渦巻きを有する渦Ｂ及び
渦Ｃ内に搬送され、２つの渦の間のシア層Ｄは混合流を
改良する。
二次空気Ｅは、第２の空気取り入れ口102を通じて第
２の空気燃料混合領域94に流れ込む。二次空気及び燃料
は、第２の燃料空気混合領域94を通って軸線方向下流に
流れるときに混合される。その結果、第２の空気燃料混
合領域94内に形成された燃料空気混合物は、二次燃焼が
第２の燃焼領域112で生じる管状燃焼室136の第２の下流
部分42に開口部106を介して噴射される。
円錐台部分120とスロート122とによって提供される第
１の部分38の下流端で直径を小さくすることによって第
１の燃焼領域64の炎の温度と炎が消える温度との間の適
当な温度差によって動力設定の変化によって第１の燃焼
領域64の炎が消えないようにする。これによって燃料空
気混合物を再点火するために高温の燃焼生成物の第１の
燃焼領域64への再循環を向上させる。
円錐台部分134とスロート136とによって提供される第
２の部分40の下流端で直径を小さくすることによって第
２の燃焼領域112の炎の温度と炎が消える温度との間の
適当な温度差によって動力設定の変化によって第２の燃
焼領域112の炎が消えないようにする。これによって再
循環領域Ｊをつくることによって燃料空気混合物を再点
火するために高温の燃焼生成物の第２の燃焼領域64への
再循環を向上させる。
燃焼室136が−60℃から−30℃の範囲の低い大気温度
で運転されるならば、第１及び第２の燃料インジェクタ
装置88及び104は、それぞれ40％と100％との間の動力設
定のために第１及び第２燃焼領域64及び112に燃料を供
給する。第３の燃焼インジェクタ装置146は、どのよう
な動力設定の低い大気温度でも第３の燃焼領域150に燃
料を供給しない。低い大気温度において、第１の燃料イ
ンジェクタ装置88に供給される燃料の量は、第１の燃焼
領域64の温度を1800゜Kに維持するために増大する。こ
れは窒素酸化物の低減のために最適の燃焼を保証するた
めに第２の燃焼領域112で燃焼を続けるために第２の燃
焼領域112の温度を十分に高く維持することを保証する
ことは重要である。
燃焼室136が＋30℃以上の範囲の高い大気温度で運転
されるならば、第１及び第２の燃料インジェクタ装置88
及び104は、それぞれ40％と所定の動力設定との間の低
い動力設定のために第１及び第２燃焼領域64及び112に
燃料を供給する。高い大気温度及び所定の動力設定と10
0％動力との間の高い動力設定において、第１、第２及
び及び第３の燃料インジェクタ装置88,104及び146は第
１、第２及び第３の燃料領域64,112及び150に燃料をそ
れぞれ供給する。
大気温度が高い循環空気温度から低下するにつれて第
１、第２及び第３の燃料インジェクタ装置88,104及び14
6が燃料を第１、第２及び第３の燃料領域64,112及び150
に供給する最小の動力設定は、高い大気温度の運転にお
ける所定の力設定から増大する。前述したような低い大
気温度において、第３の燃料インジェクタ装置146は、
いずれの動力設定においても燃料が供給されない。
高い動力及び高い大気温度において、第１燃料空気混
合領域64の温度は、約1800゜Kに維持され、第２の燃料
領域112内の温度は約1740゜Kに維持され第３の燃焼領域
150の温度は、1550゜Kと1800゜Kとの間で変化する。第
３の燃料領域150内の温度が1550゜K以下に低下すると
き、第３の燃焼インジェクタ装置146は、燃料を第３の
燃焼領域150に供給せず、第２の燃料インジェクタ装置1
04によって供給された第２の燃焼領域112への燃料の量
は、その温度1850゜Kに上昇するまで上昇する。その装
置は、２段の燃焼器として作用する。
第２の燃料空気混合領域94及び第２の燃焼領域112と
第３の燃料空気混合領域と第３の燃焼領域150の組み合
わせによって燃焼室136用の種々の形状の空気取り入れ
口を必要とせず、広範な圧力比及び速度プロフィールに
わたって40％から100％の間のすべての動力設定で達成
される窒素酸化物の排出を低減することができる。
工業用ガスタービンエンジンは図２乃至図５及び図７
に示す燃焼室用に要求される動力によって、パイロッ
ト、第１及び第２の燃料インジェクタ装置に供給される
燃料を制御する制御装置を備える。
工業用ガスタービンエンジンは図８に示す燃焼室用に
要求される動力及び大気温度によって、パイロット、第
１、第２及び第３の燃料インジェクタ装置に供給される
燃料を制御する制御装置を備える。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 カーリン，ポール・ロイストン イギリス国ウォーリックシャー，ヌニー トン，ウェディングトン，シャンクリ ン・ドライヴ 56 (72)発明者 ウィリス，ジェフリー・ダグラス イギリス国コヴェントリー，シーヴィ３ ２エイチエックス，ホソープ・クロー ズ 17 (56)参考文献 特開 平４−116316（ＪＰ，Ａ) 特開 昭63−217141（ＪＰ，Ａ) 特開 昭46−4203（ＪＰ，Ａ) 特開 平２−28964（ＪＰ，Ａ) 実開 平２−100060（ＪＰ，Ｕ) 特公 昭59−22129（ＪＰ，Ｂ２)

Claims (36)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】第１の空気取り入れ装置（82），第１の燃
    料インジェクタ装置（88）及び第１の燃料空気混合領域
    （64）を有し、該第１の燃料空気混合領域（64）は少な
    くとも１つの管状壁（37）及び該管状壁（37）の上流端
    に接続された上流壁（44）によって形成され、該上流壁
    （44）は少なくとも１つの開口部（62）を有し、前記第
    １の空気取り入れ装置は、少なくとも１つの第１の半径
    方向の流れ渦巻き器（66,68,70）及び少なくとも１つの
    第２の半径方向の流れ渦巻き器（68,74,76）を有し、前
    記第１の半径方向の流れ渦巻き器（66,68,70）は前記開
    口部（62）を通じて第１の燃料空気混合領域（64）に空
    気を供給するようになっており、前記第２の半径方向の
    流れ渦巻き器（68,74,76）は前記開口部（62）を通じて
    第１の燃料空気混合領域（64）に空気を供給するように
    なっており、前記第１の半径方向の流れ渦巻き器（66,6
    8,70）は、燃焼室（36）の軸線に関して前記第２の半径
    方向の流れ渦巻き器（68,74,76）の軸線方向下流に配置
    されており、前記第１の半径方向流れ渦巻き器（66,68,
    70）は前記第２の半径方向の流れ渦巻き器（68,70,76）
    に対して反対方向に空気を渦巻くようになっているガス
    タービンエンジン燃焼室（36）において、前記第１の燃
    料インジェクタ装置（88）は、前記第１の半径方向の流
    れ渦巻き器（66,68,70）の羽根（70）の間に形成された
    少なくとも１つの通路（72）に、及び前記第２の半径方
    向の流れ渦巻き器（66,68,70）の羽根（74）の間に形成
    された少なくとも１つの通路（80）に燃料を供給するよ
    うになっていることを特徴とするガスタービンエンジン
    燃焼室。
  2. 【請求項２】少なくとも１つのパイロット燃料インジェ
    クタ装置（86）を有し、該パイロット燃料インジェクタ
    （86）は前記開口部（62）を通じて燃料を供給するため
    に該開口部（62）に整合している請求項１に記載の燃焼
    室。
  3. 【請求項３】前記第１の燃料インジェクタ装置（88）
    は、前記第１の半径方向の流れ渦巻き（66,68,70）の羽
    根（70）の間に形成されたすべての通路（72）に燃料を
    供給するようになっている請求項１に記載の燃焼室。
  4. 【請求項４】前記第１の燃料インジェクタ装置（88）
    は、前記第２の半径方向の流れ渦巻き器（68,74,76）の
    羽根（74）の間の形成されたすべての通路（80）に燃料
    を供給するようになっている請求項１に記載の燃焼室。
  5. 【請求項５】前記第１の燃料インジェクタ装置（88）
    は、前記羽根（70,74）の間の通路（72,80）内の半径方
    向外側領域に燃料を供給するようになっている請求項１
    に記載の燃焼室。
  6. 【請求項６】前記第１の燃料インジェクタ装置（88）
    は、前記燃焼室（36）に関して軸線方向に延びる中空の
    円筒形部材を有し、前記円筒形部材は燃料を前記通路
    （72,80）に噴射するための該円筒形部材に沿って軸線
    方向に間隔を置いて複数の開口（90）を有する請求項１
    に記載の燃焼室。
  7. 【請求項７】前記第１の燃料インジェクタ装置（88）
    は、前記開口（90）を通じて燃料を前記燃焼室に関して
    半径方向内側に送るようになっている請求項６に記載の
    燃焼室。
  8. 【請求項８】前記第１の燃料インジェクタ装置（88）
    は、ガス燃料または気化した液体燃料を噴射するように
    なっている請求項１に記載の燃焼室。
  9. 【請求項９】前記パイロット燃料インジェクタ装置（8
    6）はガス燃料又は液体燃料を噴射するようになってい
    る請求項２に記載の燃焼室。
  10. 【請求項１０】前記燃焼室（36）は、管状であり、その
    前記上流壁（44）に１つの開口部（62）を有する請求項
    １に記載の燃焼室。
  11. 【請求項１１】第２の空気取り入れ装置（102）、第２
    の燃料インジェクタ装置（104）及び第２の燃料空気混
    合領域（94）を有し、該第２の燃料空気混合領域（94）
    は環状であり、前記第１の燃料空気混合領域（64）を包
    囲し、前記第２の燃料空気混合領域（94）は第２の管状
    壁（96）によって半径方向外側が画成されており、前記
    第２の燃料インジェクタ装置（104）は前記第２の燃料
    空気混合領域（94）の上流端に燃料を供給するようにな
    っており、該第２の燃料空気混合領域（94）は、その下
    流端で前記第１の燃料空気混合領域（64）の下流で前記
    燃焼室（36）の内部の第２の燃焼領域（112）と流体流
    連通している請求項２に記載の燃焼室。
  12. 【請求項１２】前記管状壁（37）は前記第１の燃料空気
    混合領域（64）を形成する第１の部分（38）と、該第１
    の部分（38）の下流で前記第２の燃焼領域（112）を形
    成する大きな直径を有する第２の部分（42）と、前記第
    １及び第２の部分（38,42）を相互に接続する第３の円
    錐台部分（40）とを有する請求項11に記載の燃焼室。
  13. 【請求項１３】前記管状壁（37）の前記第１の部分（3
    8）の下流端（120）は直径がスロート（122）まで減少
    している請求項12に記載の燃焼室。
  14. 【請求項１４】前記第２の空気取り入れ口（102）は前
    記第１の空気取り入れ装置（82）の下流にある請求項11
    に記載の燃焼室。
  15. 【請求項１５】前記第２の燃料空気混合領域（94）は、
    第３の管状壁（98）によってその半径方向内側が画成さ
    れている請求項11に記載の燃焼室。
  16. 【請求項１６】前記第３の円錐台部分（40）は、燃焼室
    （36）の中心線に向かって下流方向に複数のジェットと
    して前記第２の燃料空気混合領域（94）から第２の燃料
    空気混合物を送るようになっている円周方向に等間隔を
    置いた複数の開口部（106）を有する請求項12に記載の
    燃焼室。
  17. 【請求項１７】前記開口部（106）はスロットである請
    求項16に記載の燃焼室。
  18. 【請求項１８】前記第２の管状壁（96）の下流端は前記
    管状壁（37）の第３の円錐台部分（40）に固定されてい
    る請求項12に記載の燃焼室。
  19. 【請求項１９】冷却空気が、前記管状壁（37）と前記第
    ３の管状壁（98）との間に形成された環状室（110）に
    送られる請求項15に記載の燃焼室。
  20. 【請求項２０】前記第２の燃料インジェクタ装置（10
    4）は、円周方向に等間隔を置いた複数のインジェクタ
    を有する請求項11に記載の燃焼室。
  21. 【請求項２１】前記第２の燃焼インジェクタ装置（10
    4）はガス燃料または気化液体燃料を噴射するようにな
    っている請求項11に記載の燃焼室。
  22. 【請求項２２】第３の空気取り入れ装置（144）、第３
    の燃料インジェクタ装置（146）及び第３の燃料空気混
    合領域（138）を有し、該第３の燃料空気混合領域（13
    8）は環状であり、前記第２の燃焼領域（112）を包囲
    し、前記第３の燃料空気混合領域（138）は第４の管状
    壁（140）によって半径方向外側が画成されており、前
    記第３の燃料インジェクタ装置（146）は前記第３の燃
    料空気混合領域（138）の上流端に燃料を供給するよう
    になっており、該第３の燃料空気混合領域（138）はそ
    の下流端で前記第２の燃焼領域（112）の下流の燃焼室
    （236）の内部の第３の燃焼領域（150）と流体流連通し
    ている請求項11に記載の燃焼室。
  23. 【請求項２３】管状壁（37）は、前記第２の部分（42）
    の下流で該第２の部分（42）より大きな直径を有し、第
    ３の燃焼領域（150）を形成する第４の部分（130）と、
    前記第２及び第４の部分（42,130）を相互に接続する第
    ５の円錐台部分（132）とを有する請求項22に記載の燃
    焼室。
  24. 【請求項２４】前記管状壁（37）の前記第２の部分（4
    2）の下流端は直径がスロート（136）まで減少している
    請求項22に記載の燃焼室。
  25. 【請求項２５】前記第３の空気取り入れ口（144）は前
    記第２の空気取り入れ装置（102）の下流にある請求項2
    2に記載の燃焼室。
  26. 【請求項２６】前記第３の燃料空気混合領域（138）
    は、第５の管状壁（142）によってその半径方向内側が
    画成されている請求項22に記載の燃焼室。
  27. 【請求項２７】前記第５の円錐台部分（132）は、燃焼
    室（236）の中心線に向かって下流方向に複数のジェッ
    トとして第３の燃料空気混合領域（138）から第３の燃
    料空気混合物を送るようになっている円周方向に等間隔
    を置いた複数の開口部（148）を有する請求項23に記載
    の燃焼室。
  28. 【請求項２８】前記開口部（148）はスロットである請
    求項27に記載の燃焼室。
  29. 【請求項２９】前記第４の管状壁（140）の下流端は、
    前記管状壁（37）の第５の円錐台部分（132）に固定さ
    れている請求項23に記載の燃焼室。
  30. 【請求項３０】前記第３の燃料インジェクタ装置（14
    6）は、円周方向に等間隔を置いた複数のインジェクタ
    を有する請求項22に記載の燃焼室。
  31. 【請求項３１】前記第３の燃料インジェクタ装置（14
    6）はガス燃料または気化した液体燃料を噴射するよう
    になっている請求項22に記載の燃焼室。
  32. 【請求項３２】ガスタービンエンジンの運転開始から所
    定の出力動力水準が得られるまでパイロット燃料インジ
    ェクタ装置（86）からの燃料を第１の燃料空気混合領域
    （64）にのみ供給することと、前記所定の水準より高い
    出力動力水準のために前記第１の燃料空気混合領域（6
    4）に流すために、第１の半径方向の流れ渦巻き器（66,
    68,70）の羽根（70）の間に形成された少なくとも１つ
    の通路（72）及び第２の半径方向の流れ渦巻き器（68,7
    4,76）の羽根（74）の間に形成された少なくとも１つの
    通路（80）に第１の燃料インジェクタ装置（88）から燃
    料を供給することと、前記第１の燃料空気混合領域（6
    4）の下流の燃焼室の内部の第２の燃焼領域（112）へ流
    すために第２の燃料インジェクタ装置（104）から第２
    の燃料空気混合領域（94）に燃料を同時に供給すること
    とを有する請求項11に記載のガスタービンエンジン燃焼
    室を運転する方法。
  33. 【請求項３３】前記所定の出力動力水準は、35％から40
    ％の動力である請求項32に記載の方法。
  34. 【請求項３４】前記第１の燃料インジェクタ装置から供
    給される燃料の比率は40％から100％の出力動力水準に
    おいて燃焼室に供給される全体の燃料の75％から50％に
    変化する請求項33に記載の方法。
  35. 【請求項３５】ガスタービンエンジンの運転開始から所
    定の出力動力水準が得られるまでパイロット燃料インジ
    ェクタ装置（86）からの燃料を第１の燃料空気混合領域
    （64）にのみ供給することと、前記所定の水準より高い
    出力動力水準のために前記第１の燃料空気混合領域（6
    4）に流すために、第１の半径方向の流れ渦巻き器（66,
    68,70）の羽根（70）の間に形成された少なくとも１つ
    の通路（72）及び第２の半径方向の流れ渦巻き器（68,7
    4,76）の羽根（74）の間に形成された少なくとも１つの
    通路（80）に第１の燃料インジェクタ装置（88）から燃
    料を供給することと、第１の燃料空気混合領域（64）の
    下流の燃焼室の内部に第２の燃焼領域（112）へ流すた
    めに第２の燃料空気混合領域（94）に燃料を同時に供給
    することと、第２の所定の水準より高い出力動力水準及
    び所定の温度より高い周囲温度において前記第２の燃料
    領域（112）の下流の燃焼室（136）の内部の第３の燃焼
    領域（150）に流すために第３の燃料空気混合領域（13
    8）に燃料を供給することとを有する請求項22に記載の
    ガスタービンエンジン燃焼室を運転する方法。
  36. 【請求項３６】前記所定の出力動力水準は、35％から40
    ％の動力である請求項35に記載の方法。
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