JP4632392B2 - 噴霧パイロットを有する多重環状燃焼チャンバスワーラ - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的にガスタービンエンジン燃焼器に関し、より具体的には、多重インジェクタを有するミキサを備える燃焼器に関する。
【０００２】
【従来の技術】
燃料及び空気は、航空機エンジンの燃焼器中で混合され燃焼して、流路ガスを加熱する。燃焼器は、燃料及び空気が混合され燃焼する環状の燃焼チャンバを形成する外側ライナ及び内側ライナを含む。燃焼チャンバの上流端に取り付けられたドームは、燃料及び空気を混合するためのミキサを含む。ミキサの下流に取り付けられた点火装置は、混合気に点火し、混合気は燃焼チャンバ中で燃焼する。
【０００３】
政府機関及び産業組織は、航空機からの窒素酸化物（ＮＯｘ）、未燃焼炭化水素（ＨＣ）、及び一酸化炭素（ＣＯ）のエミッションを規制する。これらエミッションは、一般的に燃焼器中で生成されるが、高い火炎温度により生成するものと低い火炎温度により生成するものとの２種類に分かれる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
エミッションを最小にするためには、反応物質が良く混合されて、燃焼が、ＮＯｘエミッションを増大させるホットスポットもＣＯ及びＨＣエミッションを増大させるコールドスポットもない状態で、混合気全体にわたって均等に起こるようにしなければならない。従って、産業界には、混合を改善してエミッションを減少させる燃焼器に対する必要性がある。
【０００５】
図１に示すようなリッチ型ドーム燃焼器１０などの一部の従来技術の燃焼器は、燃焼器の上流端１４に隣接してリッチな燃料空気比を供給するミキサ１２を有する。燃焼器１０中の希釈孔１６を通して追加の空気が添加されるので、上流端１４に対向する燃焼器の下流端１８では、燃料空気比はリーンである。エンジン効率を改善し燃料消費を減らすために、燃焼器設計者は、今までガスタービンエンジンの運転圧力比を増大してきた。しかしながら、運転圧力比が増大するにつれて、燃焼器温度が高くなる。結局は、温度及び圧力は、燃料空気反応が混合よりも非常に速く起こる閾値に達する。このことが、結果として局部的なホットスポットを生じ、ＮＯｘエミッションを増大させる。
【０００６】
図２に示すようなリーン型ドーム燃焼器２０は、局部的なホットスポットを防止する潜在能力を有する。これら燃焼器２０は、燃焼器が異なる条件で作動するように調整可能な２列のミキサ２２，２４を有する。外側の列のミキサ２４は、アイドリング状態時に効率的に作動するように設計されている。離陸や巡航などのより高出力設定時には、両方の列のミキサ２２，２４が用いられるが、燃料及び空気の大部分は内側の列のミキサに供給される。内側ミキサ２２は、高出力設定時に低ＮＯｘエミッションで最も効率的に作動するように設計されている。内側及び外側ミキサ２２，２４は、最適の状態に調整されてはいるが、ミキサの間の領域は、増大したＨＣ及びＣＯエミッションを発生するコールドスポットを生じる可能性がある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
本発明の幾つかの特徴のうちで、注目されてよいのは、ガスタービンエンジンの燃焼チャンバに用いられるミキサ組立体が備えられることである。組立体は、パイロットミキサ及び主ミキサを含む。パイロットミキサは、中空内部を有する環状のパイロットハウジング、ハウジングに取り付けられ、パイロットハウジングの中空内部に燃料の液滴を供給するようになっているパイロット燃料ノズル、及びパイロット燃料ノズルの上流に設置された複数の同心に取り付けられた軸流スワーラを含む。スワーラの各々は、それぞれのスワーラを通って流れる空気を旋回させ、空気とパイロット燃料ノズルにより供給される燃料の液滴とを混合するための複数の羽根を有する。主ミキサは、パイロットハウジングを囲繞し、環状の空洞を形成する主ハウジング、空洞に燃料を導入するための複数の燃料噴射ポート、及びそれを通って流れる空気を旋回させ、空気と燃料噴射ポートにより供給される燃料の液滴とを混合するための複数の羽根を有する、複数の燃料噴射ポートの上流に設置されたスワーラを含む。
【０００８】
本発明の他の特徴は、一部は自明であり、また一部は以下の記載から明らかになるであろう。
【０００９】
【発明の実施の形態】
対応する参照符号は、図面の幾つかの図全体を通して対応する部品を示す。
【００１０】
図面、特に図３を参照すると、本発明の燃焼器は、その全体を参照番号３０で示す。燃焼器３０は、その中で燃焼器空気が燃料と混合され燃焼される燃焼チャンバ３２を有する。燃焼器３０は、外側ライナ３４及び内側ライナ３６を含む。外側ライナ３４は、燃焼チャンバ３２の外側境界を形成し、また内側ライナ３６は、燃焼チャンバの内側境界を形成する。外側ライナ３４及び内側ライナ３６の上流に取り付けられた、全体を３８で示す環状のドームは、燃焼チャンバ３２の上流端を形成する。ミキサ組立体またはミキサは、全体を５０で示され、ドーム３８上に設置される。本発明のミキサ５０は、燃料及び空気の混合気を燃焼チャンバ３２に供給する。燃焼チャンバ３０の他の特徴は従来のものと同じであるので、これ以上詳細には説明しない。
【００１１】
図４に示すように、各ミキサ組立体５０は一般的に、全体を５２で示すパイロットミキサ、及びパイロットミキサを囲繞する全体を５４で示す主ミキサを含む。パイロットミキサ５２は、中空内部６２を有する環状のパイロットハウジング６０を含む。全体を６４で示すパイロット燃料ノズルが、ミキサ５０の中心線６６に沿ってハウジング６０内に取り付けられる。ノズル６４は、パイロットハウジング６０の中空内部６２中に燃料の液滴を供給するようになっている燃料インジェクタ６８を含む。燃料インジェクタ６８には、参考文献として本明細書に組み込まれる米国特許第５，４３５，８８４号に記載されたようなインジェクタを含むことができる。
【００１２】
パイロットミキサ５２はまた、パイロット燃料ノズル６４の上流にそれぞれ設置された、複数の羽根７４、７６を有する全体を７０，７２で示す一対の同心に取り付けられた軸流スワーラを含む。スワーラ７０，７２は、本発明の技術的範囲から逸脱することなく、異なる数の羽根７４，７６を備えることができるが、１つの実施形態において、内側パイロットスワーラは１０個の羽根を有し、また外側パイロットスワーラは１０個の羽根を有する。羽根７４，７６の各々は、ミキサ５０の中心線６６に対して斜めになっており、パイロットスワーラ５２を通って流れる空気を旋回させ、空気はパイロット燃料ノズル６４により供給される燃料の液滴と混合し、エンジンの点火及び低出力設定時に最適な燃焼をするように選択された燃料空気混合気を生成する。開示した実施形態のパイロットミキサ５２には、２つの軸流スワーラ７０，７２が備えられてはいるが、ミキサは、本発明の技術的範囲から逸脱することなく、それより多くのスワーラを備えることが可能であることは当業者には明らかであろう。さらに当業者には明らかなように、スワーラ７０，７２は、空気を同じ方向かまたは反対の方向に旋回させるいずれかの構成とすることができる。さらに、パイロット内部６２は、低出力状態においてすぐれた点火特性、リーン安定性、及び低ＣＯ及びＨＣエミッションをもたらすような寸法に作られることが可能であり、またパイロット内側及び外側スワーラ７０，７２の空気流及び旋回角度も、それらをもたらすように選択することが可能である。
【００１３】
円筒形の隔壁７８は、スワーラ７０、７２の間に設置され、内側スワーラ７０を通って流れる空気流を外側スワーラ７２を通って流れる空気流から分離する。隔壁７８は、低出力性能に役立つ燃料フィルム表面をもたらす鼓状の内側表面８０を有する。さらに、ハウジング６０は、パイロット空気を主ミキサ空気流と混合するために制御された拡散をもたらすようになっている全体的に末広がりの内側表面８２を有する。拡散はまた、パイロットミキサ５２を通過する空気の軸方向速度を減少させ、高温ガスの再循環がパイロット火炎を安定させることを可能にする。
【００１４】
主ミキサ５４は、パイロットハウジング６０を囲繞し、環状の空洞９２を形成する主ハウジング９０を含む。環状のハウジング９６を有する燃料マニホルド９４が、パイロットハウジング６０と主ハウジング９０との間に取り付けられる。マニホルド９４は、その外部表面１００に複数の燃料噴射ポート９８を有し、燃料を主ミキサ５４の空洞９２中に導入する。マニホルド９４は、本発明の技術的範囲から逸脱することなく、異なる数のポート９８を備えることができるが、１つの実施形態において、マニホルドは、２０個の均等に間隔を置いて配置されたポートから成る前列及び２０個の均等に間隔を置いて配置されたポートから成る後列を有する。図４に示す実施形態では、ポート９８は２つの円周方向の列に配列されるが、これらポートは、本発明の技術的範囲から逸脱することなく、他の構成で配列されることができることは当業者には明らかであろう。当業者には明らかなように、主ミキサ空洞に沿って異なる軸方向位置にある２列の燃料インジェクタポートを用いることで、様々な条件下で低ＮＯｘかつ完全燃焼を達成するように燃料空気混合の度合いを柔軟に調整できるようになる。さらに、各列の多数の燃料噴射ポートが、良好な円周方向の燃料空気の混合をもたらす。さらに、列の異なる軸方向位置は、燃焼不安定性を防止するように選択することができる。
【００１５】
燃料マニホルド９４の環状のハウジング９６をパイロットミキサ５２と主ミキサ５４の間に設置することで、ミキサは物理的に分離される。さらに、パイロットハウジング６０及び燃料マニホルド９４は、パイロットミキサ燃料ノズル６４と主ハウジング空洞９２との間の開けた視界を遮る。従って、パイロットミキサ５２は、パイロットの作動時に主ミキサ５４から覆い隠され、パイロット性能安定性及び効率を向上させ、かつＣＯ及びＨＣエミッションを減少させる。さらに、パイロットハウジング６０は、パイロット火炎の主ミキサ５４空気流への拡散及び混合を制御することでパイロット燃料の完全な燃焼を可能にするように形づくられる。これも当業者には明らかであろうが、パイロットミキサ５２と主ミキサ５４との間の間隔は、高出力及び低出力での点火特性、燃焼安定性を向上させ、また低出力状態でのＣＯ及びＨＣエミッションを減少させるように選択されることができる。
【００１６】
主ミキサ５４はまた、複数の燃料噴射ポート９８の上流に設置されたスワーラ１０２を含む。主スワーラ１０２は、本発明の技術的範囲から逸脱することなく、他の構成を備えることができるが、１つの実施形態において、主スワーラは、複数の半径方向に斜めになった羽根を有するラジアルスワーラであり、スワーラ１０２を通って流れる空気を旋回させ、空気とマニホルドハウジング９６のポート９８により供給される燃料の液滴とを混合し、エンジンの高出力設定時に最適な燃焼をするように選択された燃料空気混合気を生成する。スワーラ１０２は、本発明の技術的範囲から逸脱することなく、異なる数の羽根１０４を備えることができるが、１つの実施形態において、主スワーラは３２個の羽根を備える。主ミキサ５４は、リーン空気燃料混合気で運転することと、燃料及び空気の予混合を最大にすることにより高出力状態で低ＮＯｘを達成するように主として設計される。主ミキサ５４のラジアルスワーラ１０２は、半径方向の羽根１０４を通って入ってくる空気を旋回させて、燃焼器３０の基本的な流れ区域を確立する。燃料は、主スワーラ１０２の下流の旋回する空気流中に半径方向外方に噴射され、その出口から上流の主ミキサ空洞９２内で完全な混合が可能になる。この旋回する混合気は、燃焼器チャンバ３２に入り、そこで完全に燃焼される。
【００１７】
図５に示すミキサ１１０の第２実施形態は、複数の燃料噴射ポート９６の上流に設置された、全体を１１４、１１６で示す２つのスワーラを有する主ミキサ１１２を含む。スワーラ１１４，１１６の各々は、それぞれ複数の羽根１１８，１２０を有し、それぞれのスワーラを通って流れる空気を旋回させ、空気とマニホルド９４内のポート９６により供給される燃料の液滴とを混合し、エンジンの高出力設定時に最適の燃焼をするように選択された燃料空気混合気を生成する。スワーラ１１４、１１６は、本発明の技術的範囲から逸脱することなく、異なる数の羽根１１８，１２０を備えることができるが、１つの実施形態において、前方主スワーラは３２個の羽根を備え、また後方主スワーラは３２個の羽根を備える。両方のスワーラ１１４，１１６はラジアルスワーラであり、羽根１１８，１２０の各々は、半径方向に斜めになった羽根である。当業者には明らかなように、スワーラ１１４，１１６は、空気を同じ方向または反対方向に旋回させるいずれかに構成することができる。しかしながら、逆回転させるスワーラ１１４，１１６は、主ミキサ空洞９２内の渦流及び混合を増大し、そのことにより主ミキサ燃料空気の予混合を改善し、ＮＯｘエミッションを減少させることになる。第２実施形態のミキサは、他の全ての点で第１実施形態のミキサ５０と同一であるので、これ以上詳細には述べない。
【００１８】
運転中、安定性及び低ＣＯ／ＨＣエミッションが重要である始動及び低出力状態時には、パイロットミキサのみが燃料を供給される。主ミキサは、離陸、上昇、及び巡航状態を含む高出力運転時に燃料が供給される。パイロットミキサと主ミキサの間の燃料分割が、優れた効率及び低ＮＯｘエミッションをもたらすように選択されるが、このことは当業者には明らかであろう。
【００１９】
本発明またはその好ましい実施形態の要素を説明する際に、「単一の」、「複数の」あるいは「多数の」などの数詞の特定がない限り、１つまたはそれ以上の要素があることを意味することを意図している。「含む」、「備える」及び「持つ」は、包括的であることを意図し、列挙された要素の他に追加の要素があってもよいことを意味する。
【００２０】
本発明の技術的範囲から逸脱することなく上記の構成に様々な変更が加えられ得るので、上記記述に含まれるかまたは添付の図面に示す全ての事柄は、例示として解釈されるものであって、限定する意味で解釈してはならない。
【図面の簡単な説明】
【図１】 従来のリッチ型ドーム燃焼器の上半分の垂直断面図。
【図２】 従来のリーン型ドーム燃焼器の上半分の垂直断面図。
【図３】 本発明の燃焼器の上半分の垂直断面図。
【図４】 本発明の第１実施形態のミキサ組立体の垂直断面図。
【図５】 本発明の第２実施形態のミキサ組立体の垂直断面図。
【符号の説明】
３８ 環状のドーム
５０ ミキサ組立体
５２ パイロットミキサ
５４ 主ミキサ
６０ パイロットハウジング
６２ パイロットハウジングの中空内部
６４ パイロット燃料ノズル
６８ 燃料インジェクタ
７０、７２ 軸流スワーラ
７８ 隔壁
９０ 主ハウジング
９２ 主ハウジングの環状の空洞
９４ 燃料マニホルド
９６ 燃料マニホルドの環状のハウジング
９８ 燃料噴射ポート
１０２ ラジアルスワーラ

Claims (4)

1. ガスタービンエンジンの燃焼チャンバ（３２）に用いられるミキサ組立体（５０，１１０）であって、
   中空内部（６２）を有する環状のパイロットハウジング（６０）、該ハウジング（６０）に取り付けられ、該パイロットハウジング（６０）の前記中空内部（６２）に燃料の液滴を供給するようになっているパイロット燃料ノズル（６４）、及び該パイロット燃料ノズル（６４）の上流に設置された複数の同心に取り付けられた軸流スワーラ（７０、７２）を含み、該複数のスワーラ（７０，７２）の各々が、それぞれのスワーラ（７０，７２）を通って流れる空気を旋回させ、空気と前記パイロット燃料ノズル（６４）により供給される燃料の液滴とを混合するための複数の羽根（７４，７６）を有しているパイロットミキサ（５２）と、
   前記パイロットハウジング（６０）を囲繞し、環状の主ミキサ空洞（９２）を形成する主ハウジング（９０）、前記空洞（９２）に燃料を導入するための複数の燃料噴射ポート（９８）、及び前記複数の燃料噴射ポート（９８）の上流に設置された主ミキサスワーラを含む主ミキサ（５４，１１２）と
   を含み、
   前記主ミキサスワーラは、第１のスワーラ（１１４）及び第２のスワーラ（１１６）を備え、
   前記第１及び第２のスワーラは各々、該第１及び第２のスワーラを通って流れる空気を旋回させ、空気と前記燃料噴射ポート（９８）により供給される燃料の液滴とを混合するための複数の羽根（１１８，１２０）を有し、該第１及び第２のスワーラは、空気を逆回転させるよう構成されており、
   前記主ミキサスワーラ（１１４、１１６）は、前記主ミキサ空洞（９２）内で空気に渦流及び混合を与えて、燃料の液滴が半径方向外方に噴射される、旋回する空気流を生成する
   ことを特徴とする組立体（５０，１１０）。
2. 前記主ミキサスワーラ（１１４、１１６）は、ラジアルスワーラであることを特徴とする請求項１に記載のミキサ組立体（５０，１１０）。
3. 各前記羽根（１１８，１２０）は、半径方向に斜めになった羽根であることを特徴とする請求項１に記載のミキサ組立体（５０，１１０）。
4. 燃焼チャンバ（３２）と組み合わされたミキサ組立体（５０，１１０）であって、
   前記燃焼チャンバ（３２）の外側境界を形成する環状の外側ライナ（３４）と、
   前記外側ライナ（３４）の内側に取り付けられ、前記燃焼チャンバ（３２）の内側境界を形成する環状の内側ライナ（３６）と、
   前記外側ライナ（３４）及び前記内側ライナ（３６）の上流に取り付けられ、前記燃焼チャンバ（３２）の上流端を形成する環状のドーム（３８）と
   を含み、
   燃料及び空気の混合気を前記燃焼チャンバ（３２）に供給するために、前記ドームに取り付けられる、
   ことを特徴とする請求項１に記載のミキサ組立体（５０，１１０）。

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