JP3207353B2 - ガスタービンエンジン用ドライ低エミッション燃焼器 - Google Patents
ガスタービンエンジン用ドライ低エミッション燃焼器Info
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- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンエン
ジンの燃焼器に関し、更に詳細には、本発明の一つの形
態において、産業用ガスタービンエンジンで使用するた
めのドライ低エミッション燃焼器に関する。
ジンの燃焼器に関し、更に詳細には、本発明の一つの形
態において、産業用ガスタービンエンジンで使用するた
めのドライ低エミッション燃焼器に関する。
【０００２】
【従来の技術】空気を汚染するエミッションは、化石燃
料を燃焼するガスタービンエンジンの作動による望まし
からぬ副生物である。化石燃料の燃焼によって発生する
主な空気汚染エミッションには、二酸化炭素、水蒸気、
窒素酸化物、一酸化炭素、未燃焼炭化水素、硫黄酸化
物、及び粒子が含まれる。これらのエミッションのう
ち、二酸化炭素及び水蒸気は、一般的には、無害である
と考えられている。しかしながら、空気汚染に関する世
界的な関心により、ガスタービンエンジンの排気中の上
述の残りの汚染物を制限する規制が更に厳しくなってき
ている。
料を燃焼するガスタービンエンジンの作動による望まし
からぬ副生物である。化石燃料の燃焼によって発生する
主な空気汚染エミッションには、二酸化炭素、水蒸気、
窒素酸化物、一酸化炭素、未燃焼炭化水素、硫黄酸化
物、及び粒子が含まれる。これらのエミッションのう
ち、二酸化炭素及び水蒸気は、一般的には、無害である
と考えられている。しかしながら、空気汚染に関する世
界的な関心により、ガスタービンエンジンの排気中の上
述の残りの汚染物を制限する規制が更に厳しくなってき
ている。
【０００３】ガスタービンエミッションの設計者は、一
般的には、排気ガス中に排出された大部分の副生物を、
設計変更、排気ガスの浄化、及び／又は燃料の品質の調
節によって制御できると考えている。例えば、排気ガス
中の粒子は、燃焼器及び燃料噴射装置に設計変更を施す
ことによって、即ちトラップ及びフィルタで粒子を除去
することによって制御されてきた。硫黄酸化物は、通常
は、硫黄含有量が低い燃料を選択することによって制御
されている。従って、排気ガス中の主な関心の対象とな
る残りのエミッションは、窒素酸化物及び未燃焼炭化水
素である。
般的には、排気ガス中に排出された大部分の副生物を、
設計変更、排気ガスの浄化、及び／又は燃料の品質の調
節によって制御できると考えている。例えば、排気ガス
中の粒子は、燃焼器及び燃料噴射装置に設計変更を施す
ことによって、即ちトラップ及びフィルタで粒子を除去
することによって制御されてきた。硫黄酸化物は、通常
は、硫黄含有量が低い燃料を選択することによって制御
されている。従って、排気ガス中の主な関心の対象とな
る残りのエミッションは、窒素酸化物及び未燃焼炭化水
素である。
【０００４】窒素酸化物の主な生成機構は、窒素及び酸
素の直接酸化であり、この副生物を発生する化学反応の
速度は、温度の上昇に従って指数関数的に上昇する。ガ
スタービンエンジン内での窒素の酸化は、主燃焼ゾーン
内の温度によって左右されるということは、当業者には
周知である。従って、主燃焼器ゾーン内の温度を僅かに
下げただけでも、窒素酸化物の量を大幅に減少できる。
素の直接酸化であり、この副生物を発生する化学反応の
速度は、温度の上昇に従って指数関数的に上昇する。ガ
スタービンエンジン内での窒素の酸化は、主燃焼ゾーン
内の温度によって左右されるということは、当業者には
周知である。従って、主燃焼器ゾーン内の温度を僅かに
下げただけでも、窒素酸化物の量を大幅に減少できる。
【０００５】今日に至るまで、ガスタービンエンジンか
らの窒素酸化物のエミッションの減少は、大量の水又は
水蒸気を主燃焼ゾーンに直接噴射する希釈噴射によって
燃焼器での火炎温度を下げることによって行われてき
た。更に、排気ガスエミッションは、選択的触媒還元シ
ステムを使用することによって減少されてきた。希釈噴
射及び選択的触媒還元には、限界及び問題点があり、こ
れらには、設置費用が高く、運転費用が高く、燃費が悪
く、エンジンの信頼性が低下することが含まれる。希釈
噴射システムでエミッションを全体として減少させるこ
とには、一酸化炭素及び未燃焼炭化水素のエミッション
が希釈噴射によって大幅に増加するため、限界がある。
らの窒素酸化物のエミッションの減少は、大量の水又は
水蒸気を主燃焼ゾーンに直接噴射する希釈噴射によって
燃焼器での火炎温度を下げることによって行われてき
た。更に、排気ガスエミッションは、選択的触媒還元シ
ステムを使用することによって減少されてきた。希釈噴
射及び選択的触媒還元には、限界及び問題点があり、こ
れらには、設置費用が高く、運転費用が高く、燃費が悪
く、エンジンの信頼性が低下することが含まれる。希釈
噴射システムでエミッションを全体として減少させるこ
とには、一酸化炭素及び未燃焼炭化水素のエミッション
が希釈噴射によって大幅に増加するため、限界がある。
【０００６】最も最近になって、ガスタービンエンジン
の設計者及び製造者は、汚染物が形成される基本的燃焼
プロセスを変えることによってエンジンから出る汚染エ
ミッションを減少する希薄予混合燃焼技術を採用し、こ
れによって、燃焼プロセスを本質的にきれいにした。希
薄予混合燃焼では、燃料及び空気を燃焼前に燃料希薄比
率にまで予混合する。燃料及び空気をこのように予混合
することによって、窒素酸化物の生成に寄与する燃焼器
内の高温の化学量論的領域をなくす。
の設計者及び製造者は、汚染物が形成される基本的燃焼
プロセスを変えることによってエンジンから出る汚染エ
ミッションを減少する希薄予混合燃焼技術を採用し、こ
れによって、燃焼プロセスを本質的にきれいにした。希
薄予混合燃焼では、燃料及び空気を燃焼前に燃料希薄比
率にまで予混合する。燃料及び空気をこのように予混合
することによって、窒素酸化物の生成に寄与する燃焼器
内の高温の化学量論的領域をなくす。
【０００７】ガスタービンエンジンから窒素酸化物を減
少するための従来の技術は、正しい方向に向かうステッ
プであるが、更なる改良についての必要が残っている。
本発明は、この必要性を、新たな明白でない方法で満足
する。
少するための従来の技術は、正しい方向に向かうステッ
プであるが、更なる改良についての必要が残っている。
本発明は、この必要性を、新たな明白でない方法で満足
する。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】本発明の一つの目的
は、ガスタービンエンジン用の改良燃焼器を提供するこ
とである。
は、ガスタービンエンジン用の改良燃焼器を提供するこ
とである。
【０００９】これと関連した本発明の目的及び利点は、
以下の説明から明らかになるであろう。
以下の説明から明らかになるであろう。
【００１０】
【課題を解決するための手段】本発明の一つの形態は、
外部燃料源からの燃料の流れ及びコンプレッサからの空
気流を受け入れるための燃焼器を企図しており、この燃
焼器は、上流端及び下流端を持つ燃焼ハウジングと、燃
料及び空気を燃焼ハウジングの上流端に送出する前に受
け入れてこれを実質的に予混合するため、燃焼ハウジン
グの上流端に連結された予混合ドームとを有し、この予
混合ドームは、予混合ドームを通って長手方向に延びる
中央本体と、予混合ドームを通過した燃料及び空気を回
転し混合するため、中央本体の周りに位置決めされたベ
ーン付きアキシャルスワーラーと、該アキシャルスワー
ラーを横切るように設定された出口を有し、該出口から
燃料を送出するため、アキシャルスワーラーに沿って半
径方向に位置決めされた燃料供給通路と、中央本体の周
りに位置決めされ、アキシャルスワーラーと隣接してお
り、予混合ドームを通って燃焼ハウジングの上流端に流
れる燃料及び空気の流れを加速して予混合ドーム内への
フラッシュバックを少なくするための狭幅部分を有する
環状予混合チャンバとを有する。
外部燃料源からの燃料の流れ及びコンプレッサからの空
気流を受け入れるための燃焼器を企図しており、この燃
焼器は、上流端及び下流端を持つ燃焼ハウジングと、燃
料及び空気を燃焼ハウジングの上流端に送出する前に受
け入れてこれを実質的に予混合するため、燃焼ハウジン
グの上流端に連結された予混合ドームとを有し、この予
混合ドームは、予混合ドームを通って長手方向に延びる
中央本体と、予混合ドームを通過した燃料及び空気を回
転し混合するため、中央本体の周りに位置決めされたベ
ーン付きアキシャルスワーラーと、該アキシャルスワー
ラーを横切るように設定された出口を有し、該出口から
燃料を送出するため、アキシャルスワーラーに沿って半
径方向に位置決めされた燃料供給通路と、中央本体の周
りに位置決めされ、アキシャルスワーラーと隣接してお
り、予混合ドームを通って燃焼ハウジングの上流端に流
れる燃料及び空気の流れを加速して予混合ドーム内への
フラッシュバックを少なくするための狭幅部分を有する
環状予混合チャンバとを有する。
【００１１】
【発明の実施の形態】次に、本発明を添付図面に基づき
説明する。
説明する。
【００１２】図１を参照すると、この図には、天然ガス
を燃料とした産業用ガスタービンエンジン１０が示して
ある。図１に示す産業用ガスタービンエンジンは、イン
ディアナ州インディアナポリスのアリソン・エンジン社
が製造している単軸の５０１−Ｋ型である。他のガスタ
ービンエンジンも本発明を使用できるということは理解
されよう。産業用ガスタービンエンジン１０は、一般的
には、コンプレッサ１１、燃焼器１２、及びパワーター
ビン１３を一体化したものである。構成要素を互いに関
連させるには幾つもの方法があるということを理解する
ことが重要である。追加のコンプレッサ及びタービンを
コンプレッサ間を連結するインタークーラーとともに加
えることができ、再加熱燃焼チャンバをタービン間に加
えることができる。
を燃料とした産業用ガスタービンエンジン１０が示して
ある。図１に示す産業用ガスタービンエンジンは、イン
ディアナ州インディアナポリスのアリソン・エンジン社
が製造している単軸の５０１−Ｋ型である。他のガスタ
ービンエンジンも本発明を使用できるということは理解
されよう。産業用ガスタービンエンジン１０は、一般的
には、コンプレッサ１１、燃焼器１２、及びパワーター
ビン１３を一体化したものである。構成要素を互いに関
連させるには幾つもの方法があるということを理解する
ことが重要である。追加のコンプレッサ及びタービンを
コンプレッサ間を連結するインタークーラーとともに加
えることができ、再加熱燃焼チャンバをタービン間に加
えることができる。
【００１３】好ましい実施例では、燃焼システム１５
は、６つの筒形燃焼ライナ１２を有し、これらのライナ
は、エンジンの外ケーシング及び内ケーシングによって
形成された環状部分１６に配置されている。本発明で
は、別の燃焼システムも考えられるということは理解さ
れよう。産業用ガスタービンエンジンは、地上、油井の
リグ、及び船舶に設置した非常時用発電、連続発電、及
び電気−熱同時発生を含む発電に使用される。更に、産
業用ガスタービンエンジンは、石油及びガスの回収シス
テム及びパイプライン保守システム並びに水中翼船及び
従来の船舶用の推進力を与える上でコンプレッサの駆動
に使用されてきた。
は、６つの筒形燃焼ライナ１２を有し、これらのライナ
は、エンジンの外ケーシング及び内ケーシングによって
形成された環状部分１６に配置されている。本発明で
は、別の燃焼システムも考えられるということは理解さ
れよう。産業用ガスタービンエンジンは、地上、油井の
リグ、及び船舶に設置した非常時用発電、連続発電、及
び電気−熱同時発生を含む発電に使用される。更に、産
業用ガスタービンエンジンは、石油及びガスの回収シス
テム及びパイプライン保守システム並びに水中翼船及び
従来の船舶用の推進力を与える上でコンプレッサの駆動
に使用されてきた。
【００１４】図２を参照すると、この図には、燃焼シス
テム１５の一部を形成する燃焼器１２の好ましい実施例
の全体が側断面図で示してある。燃焼器１２は、汚染物
のエミッションについての要求条件及びエンジンの作動
性についての要求条件を満たすため、デュアルモード燃
焼技術を使用する。二つの作動モードは、一般的には、
予混合燃焼モード及びパイロット−スターター拡散炎燃
焼モードと呼ばれる。予混合燃焼技術は、ライナバレル
２３内の主燃焼ゾーン２３ａへの送出前に燃料及び空気
を混合する。パイロット−スターター拡散炎燃焼モード
中には、パイロット−スターター燃料噴射システム２２
によって燃焼ライナバレル２３の主燃焼ゾーン２３ａに
燃料を直接噴射する。パイロット−スターター燃焼モー
ドは、当業者に周知の従来の拡散炎技術で作動する。
テム１５の一部を形成する燃焼器１２の好ましい実施例
の全体が側断面図で示してある。燃焼器１２は、汚染物
のエミッションについての要求条件及びエンジンの作動
性についての要求条件を満たすため、デュアルモード燃
焼技術を使用する。二つの作動モードは、一般的には、
予混合燃焼モード及びパイロット−スターター拡散炎燃
焼モードと呼ばれる。予混合燃焼技術は、ライナバレル
２３内の主燃焼ゾーン２３ａへの送出前に燃料及び空気
を混合する。パイロット−スターター拡散炎燃焼モード
中には、パイロット−スターター燃料噴射システム２２
によって燃焼ライナバレル２３の主燃焼ゾーン２３ａに
燃料を直接噴射する。パイロット−スターター燃焼モー
ドは、当業者に周知の従来の拡散炎技術で作動する。
【００１５】予混合燃焼技術は、燃焼器の全容積を混合
比及び温度分布に関して高度に均等に維持し、ホットス
ポットを最小にするか或いはなくすということが知られ
ている。しかしながら、予混合燃焼は、一般的には、始
動時、アイドリング時、及び低出力運転時には利用でき
ない。エンジンの出力を全力の約２５％以上に増加させ
ると、主燃料システムが作動し、エンジンは、パイロッ
ト−スターター拡散炎燃焼モードから予混合作動モード
に移行し始める。全力の約２５％乃至約８０％の範囲内
では、主燃料システムが提供する燃料量が増大し、パイ
ロット−スターター燃料噴射システム２２を通して提供
される燃料の総量が減少する。
比及び温度分布に関して高度に均等に維持し、ホットス
ポットを最小にするか或いはなくすということが知られ
ている。しかしながら、予混合燃焼は、一般的には、始
動時、アイドリング時、及び低出力運転時には利用でき
ない。エンジンの出力を全力の約２５％以上に増加させ
ると、主燃料システムが作動し、エンジンは、パイロッ
ト−スターター拡散炎燃焼モードから予混合作動モード
に移行し始める。全力の約２５％乃至約８０％の範囲内
では、主燃料システムが提供する燃料量が増大し、パイ
ロット−スターター燃料噴射システム２２を通して提供
される燃料の総量が減少する。
【００１６】好ましい実施例では、全力の約８０％以上
の出力レベルでは、パイロット−スターター燃料噴射シ
ステム２２を遮断し、エンジンは専ら予混合燃焼モード
で作動する。デュアルモードシステムが一方つの燃焼モ
ードから他方の燃焼モードに移行するとき、パイロット
−スターター燃料噴射システム２２を通して提供される
燃料の量は、計測したコンプレッサ入口温度及び計測し
たタービン出口温度を使用する制御システムによって調
節される。これらのパラメータは、制御アルゴリズムへ
の入力であり、その結果、パイロット燃料量と出力レベ
ルとの間の対応は、大気条件及びエンジンがどのような
場所に設置されているのかに従って変化する。
の出力レベルでは、パイロット−スターター燃料噴射シ
ステム２２を遮断し、エンジンは専ら予混合燃焼モード
で作動する。デュアルモードシステムが一方つの燃焼モ
ードから他方の燃焼モードに移行するとき、パイロット
−スターター燃料噴射システム２２を通して提供される
燃料の量は、計測したコンプレッサ入口温度及び計測し
たタービン出口温度を使用する制御システムによって調
節される。これらのパラメータは、制御アルゴリズムへ
の入力であり、その結果、パイロット燃料量と出力レベ
ルとの間の対応は、大気条件及びエンジンがどのような
場所に設置されているのかに従って変化する。
【００１７】燃焼器１２は、希薄予混合ドーム２０、中
央本体２１、パイロット−スターター燃料噴射システム
２２、燃焼ライナバレル２３、及び燃焼器タービン移行
部品２４を有する。燃焼器１２では、空気流は矢印Ｙの
方向でコンプレッサ１１を流出し、ディフューザー２５
を通って希薄予混合ドーム２０に入り、軸方向旋回翼即
ちアキシャルスワーラー２６を通る。希薄予混合ドーム
２０は、前ライナ支持体２７によってガスタービンエン
ジンのケースに連結されている。本明細書中で使用した
ドームという用語は、本明細書以外では半球形形状に限
って使用されているけれども、本明細書中では、任意の
形状のチャンバを定義するために使用される。
央本体２１、パイロット−スターター燃料噴射システム
２２、燃焼ライナバレル２３、及び燃焼器タービン移行
部品２４を有する。燃焼器１２では、空気流は矢印Ｙの
方向でコンプレッサ１１を流出し、ディフューザー２５
を通って希薄予混合ドーム２０に入り、軸方向旋回翼即
ちアキシャルスワーラー２６を通る。希薄予混合ドーム
２０は、前ライナ支持体２７によってガスタービンエン
ジンのケースに連結されている。本明細書中で使用した
ドームという用語は、本明細書以外では半球形形状に限
って使用されているけれども、本明細書中では、任意の
形状のチャンバを定義するために使用される。
【００１８】本発明の燃焼器１２は、燃料を予混合ドー
ム２０及び主燃焼ゾーン２３ａの両方に送出できること
を必要とする。希薄予混合ドーム２０と外部ガス供給装
置との間には気密連結部が必要とされる。好ましい実施
例では、作動中のコンプレッサの排出圧力まで加圧され
たベローズハウジング２９によって可撓性ベローズ２８
が包囲されている。主燃料マニホールド３０が可撓性ベ
ローズ２８に燃料通路で連結されており、最終的には外
部燃料源に連結されている。好ましい実施例では、主燃
料マニホールド３０は、希薄予混合ドーム２０の外ケー
シング３１の内面３１ａと希薄予混合ドームのライナ９
９との間に配置されている。主燃料マニホールド３０
は、かなり平らなリング形状であり、希薄予混合ドーム
２０の周囲に亘って延びている。
ム２０及び主燃焼ゾーン２３ａの両方に送出できること
を必要とする。希薄予混合ドーム２０と外部ガス供給装
置との間には気密連結部が必要とされる。好ましい実施
例では、作動中のコンプレッサの排出圧力まで加圧され
たベローズハウジング２９によって可撓性ベローズ２８
が包囲されている。主燃料マニホールド３０が可撓性ベ
ローズ２８に燃料通路で連結されており、最終的には外
部燃料源に連結されている。好ましい実施例では、主燃
料マニホールド３０は、希薄予混合ドーム２０の外ケー
シング３１の内面３１ａと希薄予混合ドームのライナ９
９との間に配置されている。主燃料マニホールド３０
は、かなり平らなリング形状であり、希薄予混合ドーム
２０の周囲に亘って延びている。
【００１９】希薄予混合ドーム２０の好ましい実施例で
は、燃料は、アキシャルスワーラー２６の一部を構成す
る複数のキャストベーン３２の各々に形成された通路を
半径方向内方に通過する。コンプレッサ１１からアキシ
ャルスワーラー２６に流入する空気に燃料を主燃料マニ
ホールド３０から分配するため、ベーン３２の各々に
は、ベーンの軸線方向中央点の上流に複数の小孔３３が
形成されている。好ましい実施例では、複数の孔３３
は、ベーン３２の各々の前縁１００と隣接して配置され
ている。ベーン間には混合気を流すための通路があると
いうことは理解されよう。固定アキシャルスワーラー２
６は、空気をアキシャルスワーラーへのその進入点に関
して回転し、アキシャルスワーラー２６を出た渦をなし
た混合気は、中央本体２１と希薄予混合ドームライナ９
９との間に位置決めされた環状予混合チャンバ３４（図
４参照）に進入する。予混合チャンバ３４は、混合気が
希薄予混合ドーム２０を出て主燃焼ゾーン２３ａに入る
前に燃料と空気とを混合するのに適した滞留時間を提供
するのに十分な容積を持つように設計されており且つ製
造されている。主燃焼ゾーン２３ａは、希薄予混合ドー
ム２０とこのドームから距離「Ｓ」のところで燃焼ライ
ナバレル２３を通る平面との間の燃焼ライナバレル２３
の容積を占有する。
は、燃料は、アキシャルスワーラー２６の一部を構成す
る複数のキャストベーン３２の各々に形成された通路を
半径方向内方に通過する。コンプレッサ１１からアキシ
ャルスワーラー２６に流入する空気に燃料を主燃料マニ
ホールド３０から分配するため、ベーン３２の各々に
は、ベーンの軸線方向中央点の上流に複数の小孔３３が
形成されている。好ましい実施例では、複数の孔３３
は、ベーン３２の各々の前縁１００と隣接して配置され
ている。ベーン間には混合気を流すための通路があると
いうことは理解されよう。固定アキシャルスワーラー２
６は、空気をアキシャルスワーラーへのその進入点に関
して回転し、アキシャルスワーラー２６を出た渦をなし
た混合気は、中央本体２１と希薄予混合ドームライナ９
９との間に位置決めされた環状予混合チャンバ３４（図
４参照）に進入する。予混合チャンバ３４は、混合気が
希薄予混合ドーム２０を出て主燃焼ゾーン２３ａに入る
前に燃料と空気とを混合するのに適した滞留時間を提供
するのに十分な容積を持つように設計されており且つ製
造されている。主燃焼ゾーン２３ａは、希薄予混合ドー
ム２０とこのドームから距離「Ｓ」のところで燃焼ライ
ナバレル２３を通る平面との間の燃焼ライナバレル２３
の容積を占有する。
【００２０】予混合チャンバ３４の先細部分３６は、中
央本体２１と希薄予混合ドームライナ壁９８との間の幾
何学的関係によって形成される。予混合チャンバ３４の
先細部分３６は、流れている混合気を予混合チャンバ３
４内への火炎のフラッシュバックを阻止するのに十分な
速度にまで加速するスロットル装置として機能する。流
体の流れを約４５．７２m/s 乃至６０．９６m/s （約１
５０ft/sec乃至２００ft/sec）の速度まで加速するのが
好ましい。中央本体２１及び希薄予混合ドームライナ壁
９８は、予混合チャンバ３４内に流れの再循環がなく、
燃焼の安定化を助長するように設計されている。予混合
ドーム２０を出る渦をなした混合気を燃焼器１２の燃焼
ライナバレル２３内で燃焼させる。更に、中央本体２１
及び予混合チャンバの先細部分３６は、何らかの理由で
フラッシュバックが発生した場合に、火炎を、通常の作
動状態で、希薄予混合ドーム２０からパージするのに十
分な空力学的特性を持つように設計されている。更に、
アキシャルスワーラー２６は、中央本体２１の周りに位
置決めされている。
央本体２１と希薄予混合ドームライナ壁９８との間の幾
何学的関係によって形成される。予混合チャンバ３４の
先細部分３６は、流れている混合気を予混合チャンバ３
４内への火炎のフラッシュバックを阻止するのに十分な
速度にまで加速するスロットル装置として機能する。流
体の流れを約４５．７２m/s 乃至６０．９６m/s （約１
５０ft/sec乃至２００ft/sec）の速度まで加速するのが
好ましい。中央本体２１及び希薄予混合ドームライナ壁
９８は、予混合チャンバ３４内に流れの再循環がなく、
燃焼の安定化を助長するように設計されている。予混合
ドーム２０を出る渦をなした混合気を燃焼器１２の燃焼
ライナバレル２３内で燃焼させる。更に、中央本体２１
及び予混合チャンバの先細部分３６は、何らかの理由で
フラッシュバックが発生した場合に、火炎を、通常の作
動状態で、希薄予混合ドーム２０からパージするのに十
分な空力学的特性を持つように設計されている。更に、
アキシャルスワーラー２６は、中央本体２１の周りに位
置決めされている。
【００２１】パイロット−スターター燃料噴射システム
２２は、可撓性ベローズ２８ａを通して外部燃料源に連
結されている。パイロット燃料マニホールド３７が外ケ
ーシング３１と予混合ドームライナ９９との間に配置さ
れている。パイロット燃料マニホールド３７は、希薄予
混合ドーム２０の後縁９７と隣接して配置されている。
好ましい実施例では、燃料は天然ガスである。等間隔に
間隔が隔てられた複数のパイロット燃料ノズル９６がド
ームライナ壁９８と隣接して配置されている。パイロッ
ト燃料ノズル９６は、エンジンの始動中、及び燃焼が安
定しないために燃料希薄予混合作動を行うのが困難であ
る場合にはエンジンの作動中、燃料を燃焼ライナバレル
２３の主燃焼ゾーン２３ａに噴霧する。パイロットノズ
ル９６の近くの点火ボス４０内に配置された点火プラグ
３９を使用し、燃焼ライナバレル２３内の混合気に点火
する。
２２は、可撓性ベローズ２８ａを通して外部燃料源に連
結されている。パイロット燃料マニホールド３７が外ケ
ーシング３１と予混合ドームライナ９９との間に配置さ
れている。パイロット燃料マニホールド３７は、希薄予
混合ドーム２０の後縁９７と隣接して配置されている。
好ましい実施例では、燃料は天然ガスである。等間隔に
間隔が隔てられた複数のパイロット燃料ノズル９６がド
ームライナ壁９８と隣接して配置されている。パイロッ
ト燃料ノズル９６は、エンジンの始動中、及び燃焼が安
定しないために燃料希薄予混合作動を行うのが困難であ
る場合にはエンジンの作動中、燃料を燃焼ライナバレル
２３の主燃焼ゾーン２３ａに噴霧する。パイロットノズ
ル９６の近くの点火ボス４０内に配置された点火プラグ
３９を使用し、燃焼ライナバレル２３内の混合気に点火
する。
【００２２】図３を参照すると、この図には、希薄予混
合ドーム２０を備えた燃焼器１２の一つの形態の斜視図
が示してある。燃焼ライナバレル２３の実質的に円筒形
のライナ壁４４は、後側対流冷却（backside convectio
n cooling ）又はしみ出し冷却（effusion cooling）の
いずれかを使用して冷却される。これらの設計は、両方
とも、当業者に周知であり、ラズダンに賦与された米国
特許第５，２８９，６８６号に詳細に記載されている。
同特許について触れたことにより、その特許に開示され
ている内容は本明細書中に組み入れたものとする。しみ
出し冷却式の設計には、数千個の小径の穴４５を設ける
ことが含まれる。これらの穴は、壁４４に関して鋭角を
なしてレーザーで穿孔されている。好ましい実施例で
は、穴４５は、ライナ壁４４に関して２０°の角度で形
成されている。しみ出し穴のパターンは、このライナに
ついての設計上の要求条件と一貫した均等な壁温度を提
供するように最適化してある。更に、燃焼ライナの内側
面は、熱障壁セラミックコーティングで被覆してある。
本発明の他の形態は後側対流冷却を使用し、燃焼ライナ
を熱障壁セラミックコーティングなしで使用できる。
合ドーム２０を備えた燃焼器１２の一つの形態の斜視図
が示してある。燃焼ライナバレル２３の実質的に円筒形
のライナ壁４４は、後側対流冷却（backside convectio
n cooling ）又はしみ出し冷却（effusion cooling）の
いずれかを使用して冷却される。これらの設計は、両方
とも、当業者に周知であり、ラズダンに賦与された米国
特許第５，２８９，６８６号に詳細に記載されている。
同特許について触れたことにより、その特許に開示され
ている内容は本明細書中に組み入れたものとする。しみ
出し冷却式の設計には、数千個の小径の穴４５を設ける
ことが含まれる。これらの穴は、壁４４に関して鋭角を
なしてレーザーで穿孔されている。好ましい実施例で
は、穴４５は、ライナ壁４４に関して２０°の角度で形
成されている。しみ出し穴のパターンは、このライナに
ついての設計上の要求条件と一貫した均等な壁温度を提
供するように最適化してある。更に、燃焼ライナの内側
面は、熱障壁セラミックコーティングで被覆してある。
本発明の他の形態は後側対流冷却を使用し、燃焼ライナ
を熱障壁セラミックコーティングなしで使用できる。
【００２３】コンプレッサから燃焼器への空気の分配
は、一般的には、以下の範囲である。即ち、空気の約５
０％乃至６５％を希薄予混合ドーム２０を通して導入
し、空気の約０％乃至２０％をライナ壁の冷却に使用
し、残りの空気を参照番号４７を附した希釈穴を通して
導入する。好ましい実施例では、直径が１．４cm（約
０．５５インチ）の６個乃至８個の希釈穴４７が設けら
れている。希釈穴４７は、タービンのベーンに導入する
前のガスの出口温度パターンを適当なパターンにするの
に使用される。
は、一般的には、以下の範囲である。即ち、空気の約５
０％乃至６５％を希薄予混合ドーム２０を通して導入
し、空気の約０％乃至２０％をライナ壁の冷却に使用
し、残りの空気を参照番号４７を附した希釈穴を通して
導入する。好ましい実施例では、直径が１．４cm（約
０．５５インチ）の６個乃至８個の希釈穴４７が設けら
れている。希釈穴４７は、タービンのベーンに導入する
前のガスの出口温度パターンを適当なパターンにするの
に使用される。
【００２４】図４を参照すると、この図には、希薄予混
合ドーム２０の拡大側面図が示してある。好ましい実施
例では、固定アキシャルスワーラー２６は、先端９が主
燃料マニホールド３０に取り付けられた１２枚のエーロ
フォイル（翼形）形状中空ベーン３２を有する。ベーン
３２は、エーロフォイル状に設計されているため、アキ
シャルスワーラー２６を通る全圧力損失が小さく、ベー
ン３２は、半径方向燃料通路をベーン３２内に一体化す
ることによって、希薄予混合ドーム２０の設計を高め
る。コンプレッサ１１から燃焼器１２に通過した空気
は、アキシャルスワーラー２６によって入口２６ａのと
ころでその方向を約７０°変える。各ベーン３２は、可
変弦設計のベーンであり、流れている混合気に約７０°
のより均等な渦角度を加える。燃料及び空気がアキシャ
ルスワーラー２６を通って流れるとき、ベーン３２間の
通路内で最初の混合が起こる。更に、燃料及び空気の混
合は、アキシャルスワーラー２６の下流にある予混合チ
ャンバ３４で続けられる。アキシャルスワーラー２６に
よって、移動している流体に導入された渦は、流体が予
混合チャンバ３４で適正に連続的に混合されるのを助け
る。ベーン３２からの流体の境界層はがれは、ベーンが
エーロフォイル状に設計されているため、最小となるか
或いはなくなり、そのため、予混合チャンバ３４内で自
然発火燃焼が起こる可能性は小さい。
合ドーム２０の拡大側面図が示してある。好ましい実施
例では、固定アキシャルスワーラー２６は、先端９が主
燃料マニホールド３０に取り付けられた１２枚のエーロ
フォイル（翼形）形状中空ベーン３２を有する。ベーン
３２は、エーロフォイル状に設計されているため、アキ
シャルスワーラー２６を通る全圧力損失が小さく、ベー
ン３２は、半径方向燃料通路をベーン３２内に一体化す
ることによって、希薄予混合ドーム２０の設計を高め
る。コンプレッサ１１から燃焼器１２に通過した空気
は、アキシャルスワーラー２６によって入口２６ａのと
ころでその方向を約７０°変える。各ベーン３２は、可
変弦設計のベーンであり、流れている混合気に約７０°
のより均等な渦角度を加える。燃料及び空気がアキシャ
ルスワーラー２６を通って流れるとき、ベーン３２間の
通路内で最初の混合が起こる。更に、燃料及び空気の混
合は、アキシャルスワーラー２６の下流にある予混合チ
ャンバ３４で続けられる。アキシャルスワーラー２６に
よって、移動している流体に導入された渦は、流体が予
混合チャンバ３４で適正に連続的に混合されるのを助け
る。ベーン３２からの流体の境界層はがれは、ベーンが
エーロフォイル状に設計されているため、最小となるか
或いはなくなり、そのため、予混合チャンバ３４内で自
然発火燃焼が起こる可能性は小さい。
【００２５】好ましい実施例では、中央本体２１の最大
外径「Ｌ」は、７．９３５cm（３．１２４インチ）であ
る。希薄予混合ドーム２０の出口の外径「ｍ」は、９．
７９４cm（３．８５６インチ）であり、これにより、中
央本体の直径の希薄予混合ドーム出口の直径に対する比
は、約０．８１となる。図４でわかるように、中央本体
２１の最も広幅の箇所での直径は、ベーンを備えたスワ
ーラー２６からの出口に配置された中央本体２１の根部
での直径よりも１００％程度大きい。中央本体２１が広
幅になった量の最も小さい量は、根部直径の約２０％で
ある（図８参照）。更に、中央本体２１の最大直径は、
図８に示す燃焼ライナバレル２３の直径の約３５％であ
り、図４に示す燃焼ライナバレルの直径の約５５％であ
る。更に、中央本体の先端の直径は、図６及び図７に示
すように、燃焼バレル２３の直径の約２０％である。更
に、図４及び図８に示す中央本体２１は、燃焼ライナバ
レル２３の直径から算出した面積の約３０％及び１０％
の面積を夫々有する。本発明の他の形態では、流体流れ
を制御するため、中央本体の寸法及び希薄予混合ドーム
出口の寸法の別の組み合わせが考えられるということは
理解されよう。当業者は、フラッシュバックを阻止する
ために出口速度を制御するのが重要であり、対応する部
品間の幾何学的関係が流体の速度を制御する方法である
ということを認識するであろう。
外径「Ｌ」は、７．９３５cm（３．１２４インチ）であ
る。希薄予混合ドーム２０の出口の外径「ｍ」は、９．
７９４cm（３．８５６インチ）であり、これにより、中
央本体の直径の希薄予混合ドーム出口の直径に対する比
は、約０．８１となる。図４でわかるように、中央本体
２１の最も広幅の箇所での直径は、ベーンを備えたスワ
ーラー２６からの出口に配置された中央本体２１の根部
での直径よりも１００％程度大きい。中央本体２１が広
幅になった量の最も小さい量は、根部直径の約２０％で
ある（図８参照）。更に、中央本体２１の最大直径は、
図８に示す燃焼ライナバレル２３の直径の約３５％であ
り、図４に示す燃焼ライナバレルの直径の約５５％であ
る。更に、中央本体の先端の直径は、図６及び図７に示
すように、燃焼バレル２３の直径の約２０％である。更
に、図４及び図８に示す中央本体２１は、燃焼ライナバ
レル２３の直径から算出した面積の約３０％及び１０％
の面積を夫々有する。本発明の他の形態では、流体流れ
を制御するため、中央本体の寸法及び希薄予混合ドーム
出口の寸法の別の組み合わせが考えられるということは
理解されよう。当業者は、フラッシュバックを阻止する
ために出口速度を制御するのが重要であり、対応する部
品間の幾何学的関係が流体の速度を制御する方法である
ということを認識するであろう。
【００２６】好ましい実施例では、中央本体の先端２１
ａ及び予混合ドーム壁９８は、燃焼ライナバレル２３
（図５参照）の冷却について説明したのと同様のしみ出
し冷却設計によって高温から保護されている。保護構造
ドーム内側壁９８及び中央本体の先端２１ａは、熱障壁
セラミックコーティング（図５参照）で被覆してある。
熱障壁セラミックコーティング２１ｂ及び９８ｂは、壁
９８及び中央本体の先端２１ａを保護するばかりでな
く、これらの壁をコーティングなしで可能であるよりも
高い温度に維持し、これによって、ライナ壁が一酸化炭
素及び未燃焼炭化水素の反応に及ぼすクェンチング効果
（quenching effect）を小さくするのを助ける。ライナ
壁のクェンチング効果を小さくすることによって、一酸
化炭素及び未燃焼炭化水素のエミッションを減少する。
本発明の変形例は、熱障壁セラミックコーティング及び
しみ出し冷却設計を必要に応じて、特定の設計パラメー
タを満たすように使用し、全ての構成要素又はこれらの
構成要素のうちの幾つかをコーティングしてもよいしし
なくてもよい。
ａ及び予混合ドーム壁９８は、燃焼ライナバレル２３
（図５参照）の冷却について説明したのと同様のしみ出
し冷却設計によって高温から保護されている。保護構造
ドーム内側壁９８及び中央本体の先端２１ａは、熱障壁
セラミックコーティング（図５参照）で被覆してある。
熱障壁セラミックコーティング２１ｂ及び９８ｂは、壁
９８及び中央本体の先端２１ａを保護するばかりでな
く、これらの壁をコーティングなしで可能であるよりも
高い温度に維持し、これによって、ライナ壁が一酸化炭
素及び未燃焼炭化水素の反応に及ぼすクェンチング効果
（quenching effect）を小さくするのを助ける。ライナ
壁のクェンチング効果を小さくすることによって、一酸
化炭素及び未燃焼炭化水素のエミッションを減少する。
本発明の変形例は、熱障壁セラミックコーティング及び
しみ出し冷却設計を必要に応じて、特定の設計パラメー
タを満たすように使用し、全ての構成要素又はこれらの
構成要素のうちの幾つかをコーティングしてもよいしし
なくてもよい。
【００２７】パイロット−スターター燃料噴射システム
２２は、ドーム壁９８の外面に配置された等間隔に間隔
が隔てられた１２個の小さなパイロット燃料ノズル９６
に天然ガスの定常的な流れを提供する環状パイロットリ
ング燃料マニホールド３７を使用する。好ましい実施例
では、パイロット燃料ノズル９６は、ライナ壁に対して
１５°の所定角度で配置され、燃料出口穴９６ａはライ
ナ壁に対して約４５°の角度をなしている。ノズル９６
がライナ壁に対して鋭角をなして配向されているため、
火炎は、燃焼ライナバレル２３のライナ壁から遠ざかる
ように差し向けられ、かくしてライナの熱疲労を最小に
するのを助ける。本発明の変形例では、単一のパイロッ
ト燃料ノズルが中央本体と同軸に配置されており、中央
本体内を長手方向に延びている。ノズルは、燃料を中央
本体の先端２１ａを通して主燃焼ゾーン２３ａに送出す
る。
２２は、ドーム壁９８の外面に配置された等間隔に間隔
が隔てられた１２個の小さなパイロット燃料ノズル９６
に天然ガスの定常的な流れを提供する環状パイロットリ
ング燃料マニホールド３７を使用する。好ましい実施例
では、パイロット燃料ノズル９６は、ライナ壁に対して
１５°の所定角度で配置され、燃料出口穴９６ａはライ
ナ壁に対して約４５°の角度をなしている。ノズル９６
がライナ壁に対して鋭角をなして配向されているため、
火炎は、燃焼ライナバレル２３のライナ壁から遠ざかる
ように差し向けられ、かくしてライナの熱疲労を最小に
するのを助ける。本発明の変形例では、単一のパイロッ
ト燃料ノズルが中央本体と同軸に配置されており、中央
本体内を長手方向に延びている。ノズルは、燃料を中央
本体の先端２１ａを通して主燃焼ゾーン２３ａに送出す
る。
【００２８】図６、図７、及び図８を参照すると、これ
らの図には希薄予混合ドーム２０の変形例２０ａ、２０
ｂ、及び２０ｃが示してある。これらの予混合ドーム
は、好ましい実施例の予混合ドーム２０と実質的に同じ
であり、従って燃焼器１２と容易に一体化できるという
ことは当業者には容易に理解されよう。更に、希薄予混
合ドーム２０ａ、２０ｂ、及び２０ｃの構成要素及び特
徴は、予混合ドーム２０と実質的に同じであり、同じ要
素には同じ参照番号が附してある。
らの図には希薄予混合ドーム２０の変形例２０ａ、２０
ｂ、及び２０ｃが示してある。これらの予混合ドーム
は、好ましい実施例の予混合ドーム２０と実質的に同じ
であり、従って燃焼器１２と容易に一体化できるという
ことは当業者には容易に理解されよう。更に、希薄予混
合ドーム２０ａ、２０ｂ、及び２０ｃの構成要素及び特
徴は、予混合ドーム２０と実質的に同じであり、同じ要
素には同じ参照番号が附してある。
【００２９】図６を参照すると、この図には予混合ドー
ム２０ａが示してあり、予混合ドーム２０との相違点を
以下に説明する。主燃料マニホールド３０は、燃料を主
燃料マニホールド３０から半径方向内方に送出する楕円
形形状の１０個の燃料チューブ９５に連結されている。
楕円形燃料チューブ９５は、固定アキシャルスワーラー
９４の周りに等間隔に間隔を隔てられており、チューブ
９５は、隣接したベーン７５間に配置されたベーンスワ
ーラー通路に配置されている。燃料チューブ９５の各々
は、直径が約１．２７mm（０．０５インチ）の６個の小
穴９３を有し、これらの穴が、アキシャルスワーラー９
４を通る空気流に燃料を分配する。燃料穴９３の半径方
向間隔は、燃料と空気の混合効率を高めるため、移動す
る空気の行路に亘って燃料を分配するように設計されて
いる。燃料穴９３は、燃料チューブ９５の下流側にベー
ン７５と隣接して位置決めされている。希薄予混合ドー
ム２０ａでは、固定アキシャルスワーラー９４は、入口
９２から主燃焼ゾーンへの出口までの間で流体流れを約
６０°回転する。希薄予混合ドーム出口の直径は約７．
１１cm（２．８インチ）であり、中央本体の出口の直径
は約２．５４cm（１．０インチ）であり、中央本体の希
薄予混合ドームの出口に対する比は、約０．３５であ
る。
ム２０ａが示してあり、予混合ドーム２０との相違点を
以下に説明する。主燃料マニホールド３０は、燃料を主
燃料マニホールド３０から半径方向内方に送出する楕円
形形状の１０個の燃料チューブ９５に連結されている。
楕円形燃料チューブ９５は、固定アキシャルスワーラー
９４の周りに等間隔に間隔を隔てられており、チューブ
９５は、隣接したベーン７５間に配置されたベーンスワ
ーラー通路に配置されている。燃料チューブ９５の各々
は、直径が約１．２７mm（０．０５インチ）の６個の小
穴９３を有し、これらの穴が、アキシャルスワーラー９
４を通る空気流に燃料を分配する。燃料穴９３の半径方
向間隔は、燃料と空気の混合効率を高めるため、移動す
る空気の行路に亘って燃料を分配するように設計されて
いる。燃料穴９３は、燃料チューブ９５の下流側にベー
ン７５と隣接して位置決めされている。希薄予混合ドー
ム２０ａでは、固定アキシャルスワーラー９４は、入口
９２から主燃焼ゾーンへの出口までの間で流体流れを約
６０°回転する。希薄予混合ドーム出口の直径は約７．
１１cm（２．８インチ）であり、中央本体の出口の直径
は約２．５４cm（１．０インチ）であり、中央本体の希
薄予混合ドームの出口に対する比は、約０．３５であ
る。
【００３０】図７を参照すると、この図には、燃焼器１
２に容易に組み込まれる希薄予混合ドーム２０ｂの別の
形態が示してある。弦の長さが一定のエーロフォイル形
状のベーン９０が固定アキシャルスワーラー９４と一体
化してある。湾曲したベーン９０は、コンプレッサから
の流体の流れを入口７４でのその方向に関して約６０°
回転するように設計されている。１２枚のベーン９０の
各々には、ベーンの各側（サクション側及び圧力側）に
６個の小さな燃料穴３３が設けられており、従ってアキ
シャルスワーラー９４のベーンは、全部で１４４個の燃
料出口穴３３を有する。
２に容易に組み込まれる希薄予混合ドーム２０ｂの別の
形態が示してある。弦の長さが一定のエーロフォイル形
状のベーン９０が固定アキシャルスワーラー９４と一体
化してある。湾曲したベーン９０は、コンプレッサから
の流体の流れを入口７４でのその方向に関して約６０°
回転するように設計されている。１２枚のベーン９０の
各々には、ベーンの各側（サクション側及び圧力側）に
６個の小さな燃料穴３３が設けられており、従ってアキ
シャルスワーラー９４のベーンは、全部で１４４個の燃
料出口穴３３を有する。
【００３１】図８を参照すると、この図には、希薄予混
合ドーム２０と実質的に同じ希薄予混合ドーム２０ｃが
示してある。予混合ドーム２０とドーム２０ｃとの間の
相違には、主燃料マニホールド３０から半径方向内方に
中央本体２１ｃに向かって延びる楕円形燃料チューブ８
０が追加されていることが含まれる。本発明の一つの形
態では、燃料チューブは中央本体の壁までの約半分まで
半径方向内方に延びている。燃料チューブの半径方向長
さは、燃料混合物の所望の要求条件に合うように変化さ
せることができるということは理解されよう。楕円形燃
料チューブ８０の各々の各側には、楕円形チューブ８０
の後縁８０ａのところに三つの燃料出口穴８１が形成さ
れている。楕円形燃料チューブ８０に設けられた燃料出
口穴８１及びベーン３２に設けられた向き合った燃料穴
３３の位置は互いに食い違っており、そのため、穴から
放出された燃料は空気流の行路に亘って更に均等に拡が
る。希薄予混合ドーム２０ｃの好ましい実施例では、全
部で２１６個の燃料穴が楕円形燃料チューブ及びアキシ
ャルスワーラーベーンに設けられている。
合ドーム２０と実質的に同じ希薄予混合ドーム２０ｃが
示してある。予混合ドーム２０とドーム２０ｃとの間の
相違には、主燃料マニホールド３０から半径方向内方に
中央本体２１ｃに向かって延びる楕円形燃料チューブ８
０が追加されていることが含まれる。本発明の一つの形
態では、燃料チューブは中央本体の壁までの約半分まで
半径方向内方に延びている。燃料チューブの半径方向長
さは、燃料混合物の所望の要求条件に合うように変化さ
せることができるということは理解されよう。楕円形燃
料チューブ８０の各々の各側には、楕円形チューブ８０
の後縁８０ａのところに三つの燃料出口穴８１が形成さ
れている。楕円形燃料チューブ８０に設けられた燃料出
口穴８１及びベーン３２に設けられた向き合った燃料穴
３３の位置は互いに食い違っており、そのため、穴から
放出された燃料は空気流の行路に亘って更に均等に拡が
る。希薄予混合ドーム２０ｃの好ましい実施例では、全
部で２１６個の燃料穴が楕円形燃料チューブ及びアキシ
ャルスワーラーベーンに設けられている。
【００３２】改造用キットは、アリソン５０１型のエン
ジン内の現存の燃焼器に代わるように設計されている。
キットは、エンジンをデュアルモード燃焼システムにす
るのに必要な、本明細書中に論じた構成要素を含む。
ジン内の現存の燃焼器に代わるように設計されている。
キットは、エンジンをデュアルモード燃焼システムにす
るのに必要な、本明細書中に論じた構成要素を含む。
【００３３】本発明を添付図面に示し且つ上文中に説明
したが、これは、例示であって限定を行おうとするもの
ではなく、単に好ましい実施例を示し且つ説明したに過
ぎず、本発明の精神の範疇の全ての変更及び変形を保護
しようとするものであるということは理解されよう。
したが、これは、例示であって限定を行おうとするもの
ではなく、単に好ましい実施例を示し且つ説明したに過
ぎず、本発明の精神の範疇の全ての変更及び変形を保護
しようとするものであるということは理解されよう。
【図１】本発明の一つの形態を構成する燃焼器を含む産
業用ガスタービンエンジンの部分側面図である。
業用ガスタービンエンジンの部分側面図である。
【図２】図１の燃焼器の側断面図である。
【図３】図１の燃焼器の斜視図である。
【図４】図２の燃焼器の一部を構成する希薄予混合ドー
ムの拡大側面図である。
ムの拡大側面図である。
【図５】図４の希薄予混合ドームの一部を構成する中央
本体の端面図である。
本体の端面図である。
【図６】本発明の燃焼器の一部を構成する予混合ドーム
の別の形態の側断面図である。
の別の形態の側断面図である。
【図７】本発明の燃焼器の一部を構成する予混合ドーム
の第２の変形例の形態の側断面図である。
の第２の変形例の形態の側断面図である。
【図８】本発明の燃焼器の一部を構成する予混合ドーム
の第３の変形例の形態の側断面図である。
の第３の変形例の形態の側断面図である。
【図９】図６及び図７の希薄予混合ドームの一部を構成
する中央本体の変形例の形態の図である。
する中央本体の変形例の形態の図である。
【図１０】図４及び図８の希薄予混合ドームの一部を構
成する中央本体の変形例の形態の図である。
成する中央本体の変形例の形態の図である。
１０ 産業用ガスタービンエンジン １１ コンプレッサ １２ 燃焼器 １３ パワータービン
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (73)特許権者 594201032 Ｐ．Ｏ．Ｂｏｘ 420，Ｉｎｄｉａｎａ ｐｏｌｉｓ，Ｉｎｄｉａｎａ 46206, Ｕｎｉｔｅｄ Ｓｔａｔｅｓ ｏｆ Ａ ｍｅｒｉｃａ (72)発明者 ジャコブ・ティー・マクレロイ アメリカ合衆国インディアナ州46131, フランクリン，ウエスト・マディソン・ ストリート 200 (72)発明者 デュエイン・エイ・スミス アメリカ合衆国インディアナ州46032, カーメル，グラナイト・コート 46 (56)参考文献 特開 平４−187909（ＪＰ，Ａ) 特開 平１−107015（ＪＰ，Ａ) 特開 平７−4662（ＪＰ，Ａ) 特開 昭60−2827（ＪＰ，Ａ) 特開 平６−249442（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F23R
Claims (29)
- 【請求項１】 外部燃料源からの燃料の流れ及びコンプ
レッサからの空気流を受け入れるための燃焼器アッセン
ブリにおいて、 上流端及び下流端を持つ燃焼ハウジングと、 燃料及び空気を前記燃焼ハウジングの前記上流端に送出
する前に受け入れてこれを実質的に予混合するため、前
記燃焼ハウジングの上流端に連結された予混合ドームと
を有し、この予混合ドームは、 当該予混合ドームを通って長手方向に延びる中央本体
と、 入口及び出口を持ち、前記中央本体の周りに位置決めさ
れており、局部的な低速領域や逆流領域が実質的にない
渦流をつくりだすため、前記入口から前記出口への燃料
及び空気の流れを約６０°乃至約７０°の角度で回転さ
せるベーン付きアキシャルスワーラーと、 前記スワーラーを横切るように設定された出口を備える
燃料供給通路とを有する、燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項２】 前記燃料供給通路には、前記ベーン付き
アキシャルスワーラーのベーンの軸線方向中央点よりも
上流に配置された穴が設けられている、請求項１に記載
の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項３】 前記ベーン付きアキシャルスワーラー
は、ベーンの弦すなわち前記予混合ドームの長手方向で
の長さが前記中央本体からの半径方向距離に従って変化
する複数のベーンを有する、請求項１に記載の燃焼器ア
ッセンブリ。 - 【請求項４】 前記ベーン付きアキシャルスワーラーは
複数のベーンを有し、これらのベーンの各々は、境界層
はがれを最小にするエーロフォイル形状を有し、これに
よって、前記予混合ドーム内で火炎が安定的に燃焼しな
いようにする、請求項１に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項５】 外部燃料源からの燃料の流れ及びコンプ
レッサからの空気流を受け入れるための燃焼器アッセン
ブリにおいて、 上流端及び下流端を有し、内部に燃焼バレルが配置され
た燃焼ハウジングと、 燃料及び空気を前記燃焼ハウジングの前記上流端に送出
する前に受け入れてこれを実質的に予混合するため、下
流端が前記燃焼ハウジングの上流端に連結された予混合
ドームとを有し、この予混合ドームは、 前記予混合ドームを通って長手方向に延びる中央本体
と、 入口及び出口を持ち、前記中央本体の周りに位置決めさ
れており、前記予混合ドームを通過する燃料及び空気を
回転し混合するためのベーン付きアキシャルスワーラー
と、 前記スワーラーと隣接して配置され、前記中央本体の周
りに位置決めされており、前記予混合ドームを通って前
記燃焼ハウジングの上流端に流入する燃料及び空気の流
れを加速し、前記予混合ドーム内へのフラッシュバック
を阻止するための先細部分を持つキャビティを前記中央
本体との間に構成する、予混合チャンバとを有し、 前記中央本体は、前記ベーン付きアキシャルスワーラー
の前記出口と隣接する小径部分、前記予混合ドームの前
記下流端と隣接して配置された大径の先端、及び、前記
ベーン付きアキシャルスワーラーの前記出口の下流で前
記小径部分から前記大径の先端まで拡径する拡径部分を
有し、前記拡径部分は、前記予じめ混合した流れを半径
方向で広げて環状にして前記予混合チャンバから排出
し、これによって前記燃焼バレルに進入する混合気の前
記燃焼バレル内での温度の不均衡を最小にするようにし
た、燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項６】 前記中央本体の前記拡径部分の前記最大
直径は、前記中央本体の前記先端に配置されている、請
求項５に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項７】 前記中央本体の前記拡径部分の前記最大
直径は、前記中央本体の前記根部直径よりも少なくとも
約２０％大きい、請求項５に記載の燃焼器アッセンブ
リ。 - 【請求項８】 前記中央本体の前記拡径部分の前記最大
直径は、前記中央本体の前記根部直径よりも少なくとも
約１００％大きい、請求項７に記載の燃焼器アッセンブ
リ。 - 【請求項９】 前記中央本体の前記拡径部分の前記最大
直径は、前記燃焼ハウジングの前記上流端での前記燃焼
器バレルの直径の少なくとも約３５％である、請求項５
に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項１０】 前記中央本体の前記拡径部分の前記最
大直径は、前記燃焼ハウジングの前記上流端での前記燃
焼器バレルの直径の少なくとも約５５％である、請求項
５に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項１１】 前記中央本体の前記先端の直径は、前
記燃焼ハウジングの前記上流端での前記燃焼バレルの直
径の少なくとも約２０％である、請求項５に記載の燃焼
器アッセンブリ。 - 【請求項１２】 前記燃焼バレルの内面上には、熱障壁
セラミックコーティングが付着させてあり、このコーテ
ィングは、前記燃焼バレルを保護し、前記燃焼バレルの
前記内面を前記コーティングなしで可能であるよりも高
い温度に維持し、これによって、一酸化炭素及び未燃焼
炭化水素の反応に及ぼされる燃焼反応クェンチング効果
を小さくする、請求項５に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項１３】 前記予混合ドームは、熱障壁セラミッ
クコーティングを備えた内側壁を更に有し、このコーテ
ィングは、前記内側壁を保護し且つ前記内側壁を前記コ
ーティングなしで可能であるよりも高い温度に維持し、
これによって、一酸化炭素及び未燃焼炭化水素の反応に
及ぼされる燃焼反応クェンチング効果を小さくする、請
求項５に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項１４】 前記中央本体の前記先端には、熱障壁
セラミックコーティングが付着させてあり、このコーテ
ィングは、前記先端を保護し、前記先端を前記コーティ
ングなしで可能であるよりも高い温度に維持し、これに
よって、一酸化炭素及び未燃焼炭化水素の反応に及ぼさ
れる燃焼反応クェンチング効果を小さくする、請求項５
に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項１５】 外部燃料源からの燃料の流れ及びコン
プレッサからの空気流を受け入れるための燃焼器アッセ
ンブリにおいて、 上流端及び下流端を有し、内部に燃焼バレルが配置され
た燃焼ハウジングと、 燃料及び空気を前記燃焼ハウジングの前記上流端に送出
する前に受け入れてこれを実質的に予混合するため、下
流端が前記燃焼ハウジングの上流端に連結された予混合
ドームとを有し、この予混合ドームは、 前記予混合ドームを通って長手方向に延び、先端が前記
予混合ドームの前記下流端と隣接して配置され、前記先
端の面積が、前記燃焼ハウジングの前記上流端での前記
燃焼バレルの直径から算出した全面積の少なくとも約１
０％である、中央本体と、 出口を持ち、前記予混合ドームを通過する燃料及び空気
を回転し混合するため、前記中央本体の周りに位置決め
されたベーン付きアキシャルスワーラーと、 前記アキシャルスワーラーと隣接して配置され、前記中
央本体の周りに位置決めされており、ベーン付きアキシ
ャルスワーラーの前記出口の面積よりも小さい面積の出
口を持つキャビティを前記中央本体との間に構成する、
予混合チャンバとを有する、燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項１６】 前記中央本体の前記先端の面積は、前
記燃焼ハウジングの前記上流端での前記燃焼バレルの直
径から算出した全面積の少なくとも約３０％である、請
求項１５に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項１７】 外部燃料源からの燃料の流れ及びコン
プレッサからの空気流を受け入れるための燃焼器アッセ
ンブリにおいて、 上流端及び下流端を持つ燃焼ハウジングと、 燃料及び空気を前記燃焼ハウジングの前記上流端に送出
する前に受け入れてこれを実質的に予混合するため、前
記燃焼ハウジングの上流端に連結された予混合ドームと
を有し、この予混合ドームは、 前記予混合ドームを通って長手方向に延びる中央本体
と、 入口を持ち、前記予混合ドームを通過する燃料及び空気
を回転し混合するために前記中央本体の周りに位置決め
されたベーン付きアキシャルスワーラーと、 前記スワーラーに亘って燃料を送出するため、前記スワ
ーラーに沿って半径方向に位置決めされ、出口が前記ベ
ーン付きアキシャルスワーラーの前記入口と隣接して配
置されている燃料供給通路とを有する、燃焼器アッセン
ブリ。 - 【請求項１８】 前記ベーン付きアキシャルスワーラー
は前記予混合ドームに対して固定されており、複数のベ
ーンを含む、請求項１７に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項１９】 前記ベーンの全ては、局部的な低速領
域や逆流領域が実質的にない渦流をつくりだすため、前
記中央本体に関してほぼ同じ角度配向である、請求項１
８に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項２０】 前記ベーンの弦すなわち予混合ドーム
の長手方向での長さは、燃料及び空気の流れにより均等
な渦を与えるよう前記中央本体からの半径方向距離に従
って変化する、請求項１８に記載の燃焼器アッセンブ
リ。 - 【請求項２１】 前記ベーンの各々は、境界層はがれを
最小にするエーロフォイル形状を有し、これによって、
前記予混合ドーム内で火炎が安定的に燃焼しないように
する、請求項１８に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項２２】 前記ベーンの各々は前縁を有し、複数
の穴が前記前縁と隣接して形成されており、 前記燃料供給通路は、前記ベーン内に形成されており且
つ前記ベーンの前記穴と流れ連通した複数の燃料通路を
有する、請求項１８に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項２３】 前記燃料通路は、前記ベーンの上流に
配置された複数の燃料チューブを更に有し、前記燃料チ
ューブの各々は、前記燃料チューブの各々の後縁と隣接
して配置されており且つ前記燃料チューブの各々に沿っ
て半径方向に位置決めされた燃料出口穴を有し、そのた
め、前記燃料出口穴は、燃料を空気流に亘ってより均等
に分散するため、前記ベーンの前記穴に関して食い違っ
ている、請求項２２に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項２４】 外部燃料源からの燃料の流れ及びコン
プレッサからの空気流を受け入れるための燃焼器アッセ
ンブリにおいて、 上流端及び下流端を持つ燃焼ハウジングと、 燃料及び空気を前記燃焼ハウジングの前記上流端に送出
する前に受け入れてこれを実質的に予混合するため、前
記燃焼ハウジングの上流端に連結された予混合ドームと
を有し、この予混合ドームは、 前記予混合ドームを通って長手方向に延びる中央本体
と、 前記予混合ドームを通過する燃料及び空気を回転し混合
するため、前記中央本体の周りに位置決めされ、複数の
ベーンを持ち、これらのベーンが全て、局部的な低速領
域や逆流領域が実質的にない渦流をつくりだすため、前
記中央本体に関してほぼ同じ角度配向を有する、ベーン
付きアキシャルスワーラーと、 前記スワーラーを横切るように設定された出口を有する
燃料供給通路とを有する、燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項２５】 前記燃料通路は、前記ベーンの軸線方
向中央点の上流に配置された穴を有する、請求項２４に
記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項２６】 前記ベーンの弦すなわち当該予混合ド
ームの長手方向での長さは、前記中央本体からの半径方
向距離に従って変化する、請求項２４に記載の燃焼器ア
ッセンブリ。 - 【請求項２７】 前記ベーンの各々は、境界層はがれを
最小にするエーロフォイル形状を有し、これによって、
前記予混合ドーム内で自然発火燃焼が起こらないように
する、請求項２４に記載の燃焼器アッセンブリ。 - 【請求項２８】 外部燃料源からの燃料の流れ及びコン
プレッサからの空気流を受け入れるための燃焼器アッセ
ンブリにおいて、 内面、上流端、及び下流端を有する燃焼バレルと、 燃料及び空気を前記燃焼ハウジングの前記上流端に送出
する前に受け入れてこれを実質的に予混合するため、下
流端が前記燃焼バレルの上流端に連結された予混合ドー
ムと、 前記予混合ドームの前記下流端と隣接して設けられた等
間隔に間隔が隔てられた複数のパイロット燃料ノズルで
あって、これらのノズルの各々の長手方向軸線が前記燃
焼バレルの前記内面に関して約１５°で配向されてお
り、前記ノズルの各々は、前記燃焼バレルの前記上流端
に開口し且つ前記燃焼バレルの前記内面に関して約４５
°で配向された燃料出口穴を有するパイロット燃料ノズ
ルとを有し、 前記予混合ドームは、 前記予混合ドームを通って長手方向に延びる中央本体
と、 前記予混合ドームを通過する燃料及び空気を回転し混合
するため、前記中央本体の周りに位置決めされ、複数の
ベーンを持ち、前記ベーン各々は、前縁及びこの前縁と
隣接して形成された複数の穴を有する、ベーン付きアキ
シャルスワーラーと、 燃料を前記スワーラーに亘って送出するため、前記スワ
ーラーに沿って半径方向に位置決めされた、前記ベーン
に形成されており且つ前記ベーンの前記穴と流れ連通し
た複数の燃料通路を含む、燃料供給通路と、 前記アキシャルスワーラーの下流に配置され、前記中央
本体の周りに位置決めされて、前記予混合ドームを通っ
て前記燃焼バレルの前記上流端に流れる燃料及び空気の
流れを加速し、前記予混合ドーム内へのフラッシュバッ
クを阻止するための先細部分を有するキャビティを前記
中央本体との間に構成する環状予混合チャンバとを更に
有する、燃焼アッセンブリ。 - 【請求項２９】 圧縮空気を供給するためのコンプレッ
サ区分、タービン区分、これらの区分間に作動的に位置
決めされた燃焼器区分、及び燃料を前記燃焼器区分に供
給するための手段を含むガスタービンエンジンにおい
て、前記燃焼器区分は、 上流端及び下流端を持つ燃焼ハウジングと、 燃料及び空気を前記燃焼ハウジングの前記上流端に送出
する前に受け入れてこれを実質的に予混合するため、前
記燃焼ハウジングの前記上流端に連結された予混合ドー
ムとを有し、前記予混合ドームは、 入口及び出口を持ち、前記中央本体の周りに位置決めさ
れ、前記入口から前記出口への燃料及び空気の流れを約
６０°乃至約７０°の間の角度で回転するベーン付きア
キシャルスワーラーと、 前記スワーラーを横切るように設定された出口を有す
る、前記燃料供給手段に連結された燃料供給通路とを有
する、ガスタービンエンジン。
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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|---|---|---|---|
| JP14311796A Expired - Lifetime JP3207353B2 (ja) | 1995-06-05 | 1996-06-05 | ガスタービンエンジン用ドライ低エミッション燃焼器 |
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