JP4771624B2 - 多重環状スワーラ - 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装着されたドームは、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、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種類に一般的に分かれる。
【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の設定時には、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が備えられることである。ミキサは、エンジンの点火及び低出力設定時に燃料の液滴を供給できるようになっている第1燃料インジェクタと、第１燃料インジェクタの上流に設置されたパイロットスワーラとを含む。パイロットスワーラは、パイロットスワーラを通って流れる第１の量の空気を旋回させ、第１の量の空気と第１燃料インジェクタにより供給される燃料の液滴とを混合し、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第１の燃料空気混合気を生成するための複数の羽根（ｖａｎｅ）を有する。ミキサはまた、エンジンの高出力設定時に燃料の液滴を供給できるようになっている第２燃料インジェクタと、パイロットスワーラに隣接し、第2燃料インジェクタの上流に設置された主スワーラとを含む。主スワーラは、主スワーラを通って流れる第２の量の空気を旋回させ、第２の量の空気と第２燃料インジェクタ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第２の燃料空気混合気を生成するための複数の羽根を有する。ミキサはまた、パイロットスワーラと前記主スワーラの間に設置され、第１燃料インジェクタを第２燃料インジェクタから分離する隔壁を含む。
【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。本発明のミキサは、全体を５０で示され、ドーム３８上に設置される。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５０は一般的に、全体を５２で示すパイロットスワーラ及びパイロットスワーラを囲繞する全体を５４で示す主スワーラを含む。全体を５６で示す第１燃料インジェクタが、パイロットスワーラ５２の下流に設置され、また全体を５８で示す第２燃料インジェクタが、主スワーラ５４の下流に設置される。第1インジェクタ５６は、エンジンの点火及び低出力設定時に燃料の液滴を供給できるようになっている中心に設置された燃料インジェクタポート６０を含む。第２インジェクタ５８は、エンジンの高出力設定時に燃料の液滴を供給できるようになっている複数の燃料インジェクタポート６２を含む。
【００１２】
パイロットスワーラ５２は、複数の羽根７０を有する。パイロットスワーラ５２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、図４に示す実施形態においては、スワーラは軸流スワーラである。従って、羽根７０の各々は、ミキサ５０の中心線７２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、空気を第1燃料インジェクタ５６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がなされるように選択された第１の燃料空気混合気を生成する。主スワーラ５４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、図４に示す実施形態においては、主スワーラは、複数の半径方向に斜めになった羽根７４を有するラジアルスワーラであり、スワーラを通って流れる空気を旋回させ、空気と第２燃料インジェクタ５８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がなされるように選択された第２の燃料空気混合気を生成する。
【００１３】
全体を８０で示す環状の隔壁が、パイロットスワーラ５２と主スワーラ５４の間に設置される。この隔壁８０は、パイロットスワーラ５２の下流のパイロット混合チャンバ８２の外側境界、及び主スワーラ５４の下流の環状の主混合チャンバ８４の内側境界を形成する。第２燃料インジェクタ５８の複数の燃料インジェクタポート６２は、ミキサ中心線７２と同心に隔壁８０上に３つの円状に配列されて、燃料の液滴を主混合チャンバ８４中に供給するように外方に向けられる。
【００１４】
図５に示すように、全体を９０で示すミキサの第２実施形態は、複数の燃料インジェクタポート９４を有する第１燃料インジェクタ９２を備える。ポート９４は、ミキサ中心線７２と同心に隔壁８０上に円状に配列されて、燃料の液滴をパイロット混合チャンバ８２中に供給するように内方に向けられる。この配列が、第1実施形態のミキサ５０の単一ポート構成より優れた冷却上の利点をもたらすものと思われる。第２実施形態のミキサ９０は、他の全ての点において第１実施形態のミキサ５０と同一であるので、これ以上詳細には説明しない。
【００１５】
図６は、全体を１００で示す第３実施形態のミキサを示す。ミキサ１００は、空気を同一方向または反対方向に交互に旋回させるように構成されることが可能な２組の半径方向に斜めになった羽根１０４，１０６を有する、全体を１０２で示すパイロットスワーラを含む。鼓状の内側表面１１０を有する第１隔壁１０８が、第１及び第２の組の羽根１０４，１０６を通って流れる空気を分離する。当業者には分かるであろうが、鼓状の内側表面１１０は、低出力性能に役立つ燃料フィルムを生じる表面を提供する。ほぼ円筒形の構成を有する第２隔壁１１２が、パイロット混合チャンバ１１４をミキサ１００の主混合チャンバ１１６から分離する。主混合チャンバ１１６は、その出口に末広がりの外側ハウジング１１８を有し、空気をパイロット混合チャンバ１１４から離れる方向に向け、リーンによる吹消えが起こる可能性を減少させる。さらに、ミキサ１００は、エンジンの点火及び低出力設定時に燃料の液滴を供給できるようになっている中心に設置されたインジェクタポート１２２を有する、全体を１２０で示す第１インジェクタ、及びエンジンの高出力設定時に燃料の液滴を供給できるようになっている複数の燃料インジェクタポート１２６を有する、全体を１２４で示す第２インジェクタを含む。第２インジェクタ１２４の燃料インジェクタポート１２６は、ミキサ中心線７２と同心に主混合チャンバ１１６の前部壁面１２８上に円状に配列される。当業者には分かるであろうが、ポート１２６を第２隔壁１１２上でなく前部壁面１２８上に設置することで、隔壁の外径をより小さくすることが可能になり、燃料インジェクタの寸法を最小限にする。第３実施形態のミキサ１００の他の特徴は、第１及び第２実施形態のミキサに関して上述された特徴と同じであるのでこれ以上詳細には説明しない。
【００１６】
本発明のミキサは、複式の環状燃焼器に関する多くの問題を解決する。境界面に著しいＣＯクエンチゾーンを生じる分離型ドーム内に燃焼器のパイロット段及び主段を設置する代わりに、本発明のミキサは、同心で別個のパイロット及び主混合チャンバを設ける。低出力時には、パイロット混合チャンバのみが燃料供給される。パイロット混合チャンバを通って流れる空気は、主混合チャンバを通って流れる空気から分離されるので、燃料空気反応は最小限のＣＯまたはＨＣエミッションで完了に至る。高出力時には、燃料が、パイロット段及び主段の燃料空気比が最小限のエミッションになるように最適化されて、複数のインジェクタを通して両方の混合チャンバ中に噴射される。このように、多段化する利点が実現され、最適の燃料空気比が、燃焼器中に不十分な熱分布及び燃料空気比分布という不利益を生じることなく、局部的に維持される。
【００１７】
本発明のパイロットチャンバと主混合チャンバを分離する隔壁により、パイロット混合チャンバが主混合チャンバを流出する空気から物理的に覆い隠され、パイロットのみの作動時に最適の性能を発揮するようにパイロットを設計することを可能にする。隔壁によりパイロット混合チャンバ内の火炎は主混合チャンバを通って流れる空気から分離されるので、反応が完了してしまうまでは、混合チャンバ間には最小限の相互作用があるだけである。このように分離することで、パイロットミキサを、アイドリング時に最小限のＣＯ及びＨＣエミッションでしかも優れたリーン消炎特性で最適の性能を発揮するように、設計することが可能になる。
【００１８】
さらに、主混合チャンバは、混合を最大にすることで、高出力状態において低ＮＯｘを達成するように設計される。当業者には分かるであろうが、主混合チャンバの出口は、主スワーラの羽根よりも小さい直径を有し、旋回を強化する。加えて、第1及び第2実施形態のミキサは、主混合チャンバに沿う幾つかの軸方向位置に設置された噴射（インジェクタ）ポートを備える（主）燃料インジェクタを有するので、半径方向の混合の調整に柔軟に適応でき、様々な運転条件下で低ＮＯｘ及び完全燃焼を達成する。さらに、多数のインジェクタポートが、全ての運転条件下で十分な円周方向の混合をもたらす。
【００１９】
第1実施形態のミキサ５０の初期テストは、ミキサが、複式の環状燃焼器における低出力性能、安定性及びエミッションを改善することを示した。
【００２０】
上述の燃料インジェクタは、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、空気ブラストノズルを含むことができる。
【００２１】
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。
【００２２】
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垂直断面図。
【図２】 従来のリーン型ドーム燃焼器の垂直断面図。
【図３】 本発明の燃焼器の垂直断面図。
【図４】 本発明の第１実施形態のミキサの垂直断面図。
【図５】 本発明の第２実施形態のミキサの垂直断面図。
【図６】 本発明の第３実施形態のミキサの垂直断面図。
【符号の説明】
５０ ミキサ
５２ パイロットスワーラ
５４ 主スワーラ
５６ 第1燃料インジェクタ
５８ 第2燃料インジェクタ
６０、６２ 燃料インジェクタポート
７０ パイロットスワーラの羽根
７２ 中心線
７４ 主スワーラの羽根
８０ 隔壁
８２ パイロット混合チャンバ
８４ 主混合チャンバ

Claims (7)

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（９０）であって、
   エンジンの点火及び低出力設定時に燃料の液滴を供給できるようになっている第1燃料インジェクタ（９２）と、
   それを通って流れる第１の量の空気を旋回させ、該第１の量の空気と前記第１燃料インジェクタ（９２）により供給される燃料の液滴とを混合し、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第１の燃料空気混合気を生成するための複数の羽根（７０）を有する、前記第１燃料インジェクタ（９２）の上流に設置されたパイロットスワーラ（５２）と、
   エンジンの高出力設定時に燃料の液滴を供給できるようになっている第２燃料インジェクタ（５８）と、
   それを通って流れる第２の量の空気を旋回させ、該第２の量の空気と前記第２燃料インジェクタ（５８）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第２の燃料空気混合気を生成するための複数の羽根（７４）を有する、前記パイロットスワーラ（５２）に隣接し、前記第2燃料インジェクタ（５８）の上流に設置された主スワーラ（５４）と、
   前記パイロットスワーラ（５２）と前記主スワーラ（５４）の間に設置され、前記第１燃料インジェクタ（９２）を前記第２燃料インジェクタ（５８）から分離する隔壁（８０）と、
   を含み、
   前記第１燃料インジェクタ（９２）は、前記隔壁（８０）中に円状に配列される複数の燃料インジェクタポート（９４）を含むことを特徴とするミキサ（９０）。
2. 前記パイロットスワーラ（５２）は、軸流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（９０）。
3. 前記主スワーラ（５４）は、ラジアルスワーラであることを特徴とする請求項２に記載のミキサ（９０）。
4. 前記主スワーラ（５４）は、前記パイロットスワーラ（５２）を囲繞し、また前記隔壁（８０）は、前記隔壁（８０）が、前記パイロットスワーラ（５２）の下流にパイロット混合チャンバ（８２）を形成し、かつ前記主スワーラ（５４）の下流に環状の主混合チャンバ（８４）を部分的に形成するように、前記主スワーラ（５４）と前記パイロットスワーラ（５２）の間に設置される環状の隔壁であることを特徴とする請求項１に記載のミキサ（９０）。
5. 前記第２燃料インジェクタ（５８）は、前記隔壁（８０）中に設置される複数の燃料インジェクタポート（６２）を含むことを特徴とする請求項４に記載のミキサ（９０）。
6. 前記第１燃料インジェクタ（５６）は、前記隔壁（８０）の内側の中心に設置される燃料インジェクタポート（６０）を含むことを特徴とする請求項１に記載のミキサ（５０）。
7. 燃焼チャンバ（３２）と組み合わされたミキサ（９０）であって、該燃焼チャンバ（３２）は、
   該燃焼チャンバ（３２）の外側境界を形成する環状の外側ライナ（３４）と、該燃焼チャンバ（３２）の内側境界を形成する、前記外側ライナ（３４）の内方に装着された環状の内側ライナ（３６）と、
   該燃焼チャンバ（３２）の上流端を形成する、前記外側ライナ（３４）及び前記内側ライナ（３６）の上流に装着された環状のドーム（３８）と、
   を含み、
   前記ミキサ（９０）は、前記ドーム（３８）上に設置され、燃料と空気の混合気を前記燃焼チャンバ（３２）に供給する、ことを特徴とする請求項１に記載のミキサ（９０）。

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