JP4997018B2 - Pilot mixer for a gas turbine engine combustor mixer assembly having a primary fuel injector and a plurality of secondary fuel injection ports - Google Patents

Pilot mixer for a gas turbine engine combustor mixer assembly having a primary fuel injector and a plurality of secondary fuel injection ports Download PDF

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本発明は、エンジンの全運転領域にわたって有害燃焼生成物成分の生成が最少化される多段燃焼システムに関し、より具体的には、一次燃料噴射器及び二次燃料噴射ポートを備えたパイロットミキサを有するミキサ組立体に関する。   The present invention relates to a multi-stage combustion system in which the generation of harmful combustion product components is minimized over the entire operating region of the engine, and more specifically, has a pilot mixer with a primary fuel injector and a secondary fuel injection port. The present invention relates to a mixer assembly.

スモッグ及びその他の有害環境状態の原因となるガス、特にガスタービンエンジンから排出されるそれらのガスの生成及び放出を最少化することに関する最近の重要視は、そのような有害燃焼生成物成分の生成及び放出を減少させる努力の中で開発された種々の燃焼器設計をもたらした。燃焼器設計に影響を与えるその他の要因は、効率的かつ低コスト運転を求めるガスタービンエンジンユーザの願望であり、このことは、エンジン出力を維持するか又はさらに増大させながら同時に燃料消費量を低減する必要性に置き換えられる。その結果、航空機ガスタービンエンジン燃焼システムにおける重要な設計基準には、様々なエンジン運転条件下で高い熱効率を得るために、そしてまた粒子の排出、有害ガスの排出、及び光化学スモッグ形成の前駆物質である燃焼生成物の排出の原因となる有害燃焼状態の最少化を得るために、高い燃焼温度の実現が含まれる。   Recent emphasis on minimizing the production and release of gases that cause smog and other hazardous environmental conditions, particularly those exhausted from gas turbine engines, is the production of such harmful combustion product components. And resulted in various combustor designs developed in an effort to reduce emissions. Another factor that impacts combustor design is the desire of gas turbine engine users for efficient and low cost operation, which reduces fuel consumption while maintaining or even increasing engine power Replaced by the need to do. As a result, important design criteria in aircraft gas turbine engine combustion systems include high thermal efficiency under various engine operating conditions, and also with precursors for particulate emissions, hazardous gas emissions, and photochemical smog formation. In order to obtain a minimization of the harmful combustion conditions that cause the emission of certain combustion products, the realization of a high combustion temperature is included.

様々な政府規制機関が、有害大気状態の発生の主要因として特定された未燃焼炭化水素(HC)、一酸化炭素(CO)及び窒素酸化物(NOx)の許容レベルに対する排出限界値を設定している。従って、それらの基準を満たすために、種々の燃焼器設計が開発されてきた。例えば、ガスタービンエンジンの有害燃焼生成物の排出を最少化する問題に取り組む1つの方法は、多段燃焼を装備することである。この装置内では、低速低出力状態に対しては第1段バーナを利用して、燃焼生成物の特性をより厳密に制御する燃焼器が設けられる。より高い出力状態に対しては、燃焼生成物を排出限界値内に維持することを試みながら第1段及び第2段バーナの組合せが設けられる。第1段及び第2段バーナの作動をエンジンの効率的な熱運転を可能にすると同時に有害燃焼生成物の生成を最少化するようにバランスさせることは、達成するのが困難であることが分かるであろう。この点に関して、NOxの排出を低下させるために低い燃焼温度で運転することは、不完全又は部分的不完全燃焼を生じることにもなり、それによって過度な量のHC及びCOの生成を招き、加えて出力及び熱効率の低下を招く可能性がある。他方、高い燃焼温度は、熱効率を改善しかつHC及びCOの量を低下させるが、多くの場合にNOxの放出を一層高めることになる。   Various government regulatory agencies set emission limits for permissible levels of unburned hydrocarbons (HC), carbon monoxide (CO), and nitrogen oxides (NOx) that have been identified as the main factors in the generation of hazardous atmospheric conditions. ing. Accordingly, various combustor designs have been developed to meet these standards. For example, one way to address the problem of minimizing the emission of harmful combustion products in a gas turbine engine is to equip multi-stage combustion. Within this device, a combustor is provided that more precisely controls the characteristics of the combustion products using a first stage burner for low speed, low power conditions. For higher power conditions, a combination of first and second stage burners is provided, trying to keep the combustion products within emission limits. Balancing the operation of the first and second stage burners to enable efficient thermal operation of the engine while at the same time minimizing the production of harmful combustion products proves difficult to achieve. Will. In this regard, operating at low combustion temperatures to reduce NOx emissions can also result in incomplete or partially incomplete combustion, thereby producing excessive amounts of HC and CO, In addition, output and thermal efficiency may be reduced. On the other hand, high combustion temperatures improve thermal efficiency and reduce the amount of HC and CO, but in many cases will further increase NOx emissions.

それらの有害燃焼生成物成分の生成を最少化するために提案された別の方法は、噴射燃料と燃焼空気とをより効果的に混合させるようにすることである。この点に関して、燃料と空気との混合を改善する数多くのミキサ設計が長年にわたって提案されてきた。このようにして、燃焼が混合気全体にわたって均一に発生し、不完全燃焼によって生じるHC及びCOのレベルを低下させる。しかしながら、たとえ混合を改善したとしても、火炎温度が高い場合には、高出力状態において高レベルの有害NOxが形成される。   Another method that has been proposed to minimize the production of these harmful combustion product components is to more effectively mix the injected fuel and combustion air. In this regard, numerous mixer designs that improve the mixing of fuel and air have been proposed over the years. In this way, combustion occurs uniformly throughout the mixture, reducing the level of HC and CO produced by incomplete combustion. However, even if mixing is improved, high levels of harmful NOx are formed at high power conditions if the flame temperature is high.

これまで利用されてきた1つのミキサ設計は、ツイン環状予混合スワーラ(TAPS)として知られており、以下の米国特許第6,354,072号、第6,363,726号、第6,367,262号、第6,381,964号、第6,389,815号、第6,418,726号、第6,453,660号、第6,484,489号及び第6,865,889号に開示されている。米国特許出願公開第2002/0178732号もまた、TAPSミキサの一部の実施形態を示している。TAPSミキサ組立体は、全エンジン運転サイクルの間に燃料が供給されるパイロットミキサと、エンジン運転サイクルの高出力状態の間にのみ燃料が供給されるメインミキサとを含むことが解るであろう。高出力状態(つまり、離陸及び上昇)の間における組立体のメインミキサにおける改良が出願番号第11/188,596号、第11/188、598号及び第11/188,470号を有する米国特許出願に開示されているが、燃焼効率を維持した状態でエンジンの運転エンベロープのその他の部分(つまり、アイドル、進入及び巡航)にわたる運転性を改善するように、パイロットミキサを改良することが望まれている。
米国特許第6,354,072号公報 米国特許第6,363,726号公報 米国特許第6,367,262号公報 米国特許第6,381,964号公報 米国特許第6,389,815号公報 米国特許第6,418,726号公報 米国特許第6,453,660号公報 米国特許第6,484,489号公報 米国特許第6,865,889号公報 米国特許出願公開第2002/0178732号公報 米国特許出願公開第11/188,596号公報 米国特許出願公開第11/188、598号公報 米国特許出願公開第11/188,470号公報 米国特許出願公開第11/188,483号公報 米国特許出願公開第11/188,595号公報 米国特許第6,405,523号公報
One mixer design that has been utilized is known as a twin annular premixed swirler (TAPS) and is described in U.S. Pat. Nos. 6,354,072, 6,363,726, 6,367. No. 6,262, No. 6,381,964, No. 6,389,815, No. 6,418,726, No. 6,453,660, No. 6,484,489 and No. 6,865,889. Is disclosed. US 2002/0178732 also shows some embodiments of a TAPS mixer. It will be appreciated that the TAPS mixer assembly includes a pilot mixer that is fueled during the entire engine operating cycle and a main mixer that is fueled only during the high power state of the engine operating cycle. U.S. Patents with improvements in the main mixer of the assembly during high power conditions (i.e. takeoff and ascent) have application numbers 11 / 188,596, 11 / 188,598 and 11 / 188,470 Although disclosed in the application, it is desirable to improve the pilot mixer to improve operability over other parts of the engine's operating envelope (i.e., idle, approach and cruise) while maintaining combustion efficiency. ing.
US Pat. No. 6,354,072 US Pat. No. 6,363,726 US Pat. No. 6,367,262 US Pat. No. 6,381,964 US Pat. No. 6,389,815 US Pat. No. 6,418,726 US Pat. No. 6,453,660 US Pat. No. 6,484,489 US Pat. No. 6,865,889 US Patent Application Publication No. 2002/0178732 US Patent Application Publication No. 11 / 188,596 US Patent Application Publication No. 11 / 188,598 US Patent Application Publication No. 11 / 188,470 US Patent Application Publication No. 11 / 188,483 US Patent Application Publication No. 11 / 188,595 US Pat. No. 6,405,523

従って、広範囲のエンジン運転状態にわたって有害燃焼生成物成分の生成が最少化されるガスタービンエンジン燃焼器を提供する必要が存在する。さらに、ネスト化燃焼器装置のパイロットミキサは、エンジンの運転領域全体にわたって運転性を向上させかつエミッションを低減するように改良されることが望ましい。   Accordingly, there is a need to provide a gas turbine engine combustor that minimizes the generation of harmful combustion product components over a wide range of engine operating conditions. Further, it is desirable that the pilot mixer of the nested combustor device be improved to improve operability and reduce emissions throughout the engine operating range.

本発明の第1の例示的な実施形態では、ガスタービンエンジンの燃焼室内で使用するミキサ組立体は、パイロットミキサと、メインミキサと、燃料マニホルドとを含むものとして開示している。より具体的には、パイロットミキサは、中空内部を有する環状パイロットハウジングと、パイロットハウジング内に取付けられかつ該パイロットハウジングの中空内部に燃料小滴を供給するようになった一次燃料噴射器と、一次燃料噴射器の上流に配置された複数の軸方向スワーラであって、該複数のスワーラの各々がそれぞれのスワーラを通って移動する空気を旋回させて該空気と一次燃料噴射器によって供給された燃料小滴とを混合するための複数のベーンを有する複数の軸方向スワーラと、パイロットハウジングの中空内部に燃料を導入するための複数の二次燃料噴射ポートとを含む。メインミキサはさらに、パイロットハウジングを囲みかつ環状空洞を形成したメインハウジングと、空洞内に燃料を導入するための複数の燃料噴射ポートと、複数の燃料噴射ポートの上流に配置された少なくとも1つのスワーラであって、該メインミキサスワーラの各々がそれぞれのスワーラを通って移動する空気を旋回させて該空気とメインミキサ燃料噴射ポートによって供給された燃料小滴とを混合するための複数のベーンを有する少なくとも1つのスワーラとを含む。燃料マニホルドは、パイロットミキサ内の複数の二次燃料噴射ポート及びメインミキサ内の複数の燃料噴射ポートと流れ連通状態になっている。   In a first exemplary embodiment of the present invention, a mixer assembly for use in a combustion chamber of a gas turbine engine is disclosed as including a pilot mixer, a main mixer, and a fuel manifold. More specifically, the pilot mixer includes an annular pilot housing having a hollow interior, a primary fuel injector mounted in the pilot housing and adapted to supply fuel droplets to the hollow interior of the pilot housing, A plurality of axial swirlers disposed upstream of the fuel injector, each of the plurality of swirlers swirling the air moving through the respective swirler and fuel supplied by the air and the primary fuel injector A plurality of axial swirlers having a plurality of vanes for mixing the droplets and a plurality of secondary fuel injection ports for introducing fuel into the hollow interior of the pilot housing. The main mixer further includes a main housing surrounding the pilot housing and forming an annular cavity, a plurality of fuel injection ports for introducing fuel into the cavity, and at least one swirler disposed upstream of the plurality of fuel injection ports. Each of the main mixer swirlers has a plurality of vanes for swirling the air moving through the respective swirler to mix the air and the fuel droplets supplied by the main mixer fuel injection port And at least one swirler. The fuel manifold is in flow communication with a plurality of secondary fuel injection ports in the pilot mixer and a plurality of fuel injection ports in the main mixer.

本発明の第2の例示的な実施形態では、パイロットミキサ及びメインミキサを有するガスタービンエンジン燃焼器を作動させる方法を開示しており、この場合に、パイロットミキサは、中空内部を有する環状パイロットハウジングと、パイロットハウジング内に取付けられかつ該パイロットハウジングの中空内部に燃料小滴を供給するようになった一次燃料噴射器と、一次燃料噴射器の上流に配置された複数の軸方向スワーラであって、該複数のスワーラの各々がそれぞれのスワーラを通って移動する空気を旋回させて該空気と一次燃料噴射器によって供給された燃料小滴とを混合するための複数のベーンを有する複数の軸方向スワーラと、パイロットハウジングの中空内部に燃料を導入するための複数の二次燃料噴射ポートとを含む。本方法は、スワーラを介して空気を指定流量で供給する段階と、一次燃料噴射器を介して燃料を供給する段階と、ガスタービンエンジンの運転サイクルにおける所定の時点の間にパイロットミキサの二次燃料噴射ポートを介して燃料を供給する段階とを含む。   In a second exemplary embodiment of the present invention, a method for operating a gas turbine engine combustor having a pilot mixer and a main mixer is disclosed, wherein the pilot mixer is an annular pilot housing having a hollow interior. A primary fuel injector mounted in the pilot housing and configured to supply fuel droplets into the hollow interior of the pilot housing, and a plurality of axial swirlers disposed upstream of the primary fuel injector. A plurality of axial directions having a plurality of vanes for swirling the air each moving through the respective swirler to mix the air and the fuel droplets supplied by the primary fuel injector A swirler and a plurality of secondary fuel injection ports for introducing fuel into the hollow interior of the pilot housing. The method includes supplying air at a specified flow rate through a swirler, supplying fuel via a primary fuel injector, and a secondary of the pilot mixer during a predetermined point in the gas turbine engine operating cycle. Supplying fuel via a fuel injection port.

本発明の第3の例示的な実施形態では、ガスタービンエンジンのための燃焼器は、外側ライナと、外側ライナから半径方向に間隔を置いて配置されて該外側ライナとの間に燃焼室を形成するようになった内側ライナと、燃焼室の上流端部に配置されたドームと、ドームの開口内に配置された複数のミキサ組立体とを含むものとして開示している。各ミキサ組立体は、パイロットミキサを有し、パイロットミキサは、中空内部を有する環状パイロットハウジングと、パイロットハウジング内に取付けられかつ該パイロットハウジングの中空内部に燃料小滴を供給するようになった一次燃料噴射器と、一次燃料噴射器の上流に配置された複数の軸方向スワーラであって、該複数のスワーラの各々がそれぞれのスワーラを通って移動する空気を旋回させて該空気と一次燃料噴射器によって供給された燃料小滴とを混合するための複数のベーンを有する複数の軸方向スワーラと、パイロットハウジングの中空内部に燃料を導入するための複数の二次燃料噴射ポートとを含む。   In a third exemplary embodiment of the present invention, a combustor for a gas turbine engine includes an outer liner and a combustion chamber spaced radially from the outer liner and between the outer liner. An inner liner adapted to form, a dome disposed at the upstream end of the combustion chamber, and a plurality of mixer assemblies disposed within the opening of the dome are disclosed. Each mixer assembly includes a pilot mixer, the pilot mixer being an annular pilot housing having a hollow interior, and a primary mounted in the pilot housing and adapted to supply fuel droplets into the pilot housing hollow interior. A fuel injector and a plurality of axial swirlers disposed upstream of the primary fuel injector, each of the swirlers swirling the air moving through the respective swirler to inject the air and the primary fuel injector A plurality of axial swirlers having a plurality of vanes for mixing the fuel droplets supplied by the vessel and a plurality of secondary fuel injection ports for introducing fuel into the hollow interior of the pilot housing.

次に図全体を通して同一の参照符号が同じ要素を表している図面を詳細に参照すると、図1は、航空機で利用する例示的なガスタービンエンジン10(高バイパス型)を概略形式で示しており、ガスタービンエンジン10は、それを貫通した長手方向つまり軸方向中心軸線12を基準のために有する。エンジン10は、その全体を参照符号14で特定したコアガスタービンエンジンと、コアガスタービンエンジン14の上流に配置されたファンセクション16とを含むのが好ましい。コアエンジン14は一般的に、環状入口20を形成したほぼ管状の外側ケーシング18を含む。外側ケーシング18はさらに、コアエンジン14に流入する空気の圧力を第1の圧力レベルまで上昇させるためのブースタ圧縮機22を囲みかつ支持する。高圧多段軸流圧縮機24が、ブースタ22から加圧空気を受け、該空気の圧力をさらに増大させる。加圧空気は、燃焼器26に流れ、燃焼器26において、加圧空気ストリーム内に燃料が噴射されて、加圧空気の温度及びエネルギーレベルを上昇させる。高エネルギー燃焼生成物は、燃焼器26から第1の(高圧)タービン28に流れて、第1の(高圧)駆動シャフト30を介して高圧圧縮機24を駆動し、次に第2の(低圧)タービン32に流れて、第1の駆動シャフト30と同軸になった第2の(低圧)駆動シャフト34を介してブースタ圧縮機22及びファンセクション16を駆動するようになる。タービン28及び32の各々を駆動した後に、燃焼生成物は、排気ノズル36を通してコアエンジン14から流出して、推進ジェット推力をもたらす。   Referring now in detail to the drawings in which like reference numerals represent like elements throughout the drawings, FIG. 1 illustrates in schematic form an exemplary gas turbine engine 10 (high bypass type) for use in an aircraft. The gas turbine engine 10 has a longitudinal or axial central axis 12 therethrough for reference. The engine 10 preferably includes a core gas turbine engine identified generally by reference numeral 14 and a fan section 16 disposed upstream of the core gas turbine engine 14. The core engine 14 generally includes a generally tubular outer casing 18 that defines an annular inlet 20. The outer casing 18 further surrounds and supports a booster compressor 22 for raising the pressure of the air entering the core engine 14 to a first pressure level. A high-pressure multistage axial compressor 24 receives pressurized air from the booster 22 and further increases the pressure of the air. The pressurized air flows to the combustor 26 where fuel is injected into the pressurized air stream to increase the temperature and energy level of the pressurized air. The high energy combustion products flow from the combustor 26 to the first (high pressure) turbine 28 to drive the high pressure compressor 24 via the first (high pressure) drive shaft 30 and then the second (low pressure). ) Flows to the turbine 32 and drives the booster compressor 22 and the fan section 16 via a second (low pressure) drive shaft 34 coaxial with the first drive shaft 30. After driving each of the turbines 28 and 32, the combustion products exit the core engine 14 through the exhaust nozzle 36 and provide propulsion jet thrust.

ファンセクション16は、環状ファンケーシング40によって囲まれた回転軸流ファンロータ38を含む。ファンケーシング40は、複数のほぼ半径方向に延びかつ円周方向に間隔を置いて配置された出口案内ベーン42によってコアエンジン14により支持されることが分かるであろう。このようにして、ファンケーシング40は、ファンロータ38及びファンロータブレード44を囲む。ファンケーシング40の下流セクション46は、コアエンジン14の外側部分の上方で延びて、付加的推進ジェット推力をもたらす二次的又はバイパス空気流導管48を形成する。   The fan section 16 includes a rotating axial fan rotor 38 surrounded by an annular fan casing 40. It will be appreciated that the fan casing 40 is supported by the core engine 14 by a plurality of generally radially extending and circumferentially spaced outlet guide vanes 42. In this way, the fan casing 40 surrounds the fan rotor 38 and the fan rotor blade 44. The downstream section 46 of the fan casing 40 extends above the outer portion of the core engine 14 to form a secondary or bypass airflow conduit 48 that provides additional propulsion jet thrust.

流れの観点によると、矢印50で表した初期空気流は、ファンケーシング40への入口52を介してガスタービンエンジン10に流入する。空気流50は、ファンブレード44を通って流れ、導管48を通って移動する第1の加圧空気流(矢印54で表す)と、ブースタ圧縮機22に流入する第2の加圧空気流(矢印56で表す)とに分割される。第2の加圧空気流56の圧力は、増大され、矢印58で表すように高圧圧縮機24に流入する。燃焼器26内で燃料と混合されかつ燃焼された後に、燃焼生成物60は、燃焼器26から流出し、第1のタービン28を通って流れる。燃焼生成物60は次に、第2のタービン32を通って流れ、排気ノズル36から流出して、ガスタービンエンジン10の推力をもたらす。   From the flow point of view, the initial air flow represented by the arrow 50 flows into the gas turbine engine 10 via the inlet 52 to the fan casing 40. The air stream 50 flows through the fan blades 44 and travels through the conduit 48, a first pressurized air stream (represented by arrows 54), and a second pressurized air stream entering the booster compressor 22 ( (Represented by arrow 56). The pressure of the second pressurized air stream 56 is increased and enters the high pressure compressor 24 as represented by arrow 58. After being mixed with fuel and combusted in the combustor 26, the combustion product 60 exits the combustor 26 and flows through the first turbine 28. Combustion product 60 then flows through second turbine 32 and out of exhaust nozzle 36 to provide thrust for gas turbine engine 10.

図2で最もよく分かるように、燃焼器26は、長手方向軸線12と同軸になった環状燃焼室62、並びに入口64及び出口66を含む。上に指摘したように、燃焼器26は、高圧圧縮機吐出口69から環状の加圧空気ストリームを受ける。この圧縮機吐出空気の一部分は、混合(ミキサ)組立体67内に流入し、ミキサ組立体67内において、また燃料ノズル68から燃料が噴射されて空気と混合し、燃料−空気混合気を形成し、この混合気は、燃焼のために燃焼室62に供給される。燃料−空気混合気の点火は、適当な点火器70によって行われ、その結果生じた燃焼ガス60は、環状の第1段タービンノズル72に向けて軸方向に流れかつ第1段タービンノズル72内に流れる。ノズル72は、複数の半径方向に延びかつ円周方向に間隔を置いて配置されたノズルベーン74を含む環状流れ通路によって形成され、ノズルベーン74は、ガスが或る角度をもって流れかつ第1のタービン28の第1段タービンブレード上に衝突するように、ガスを方向転換させる。図1に示すように、第1のタービン28は、第1の駆動シャフト30を介して高圧圧縮機24を回転させるのが好ましい。低圧タービン32は、第2の駆動シャフト34を介してブースタ圧縮機22及びファンロータ38を駆動するのが好ましい。   As best seen in FIG. 2, the combustor 26 includes an annular combustion chamber 62 coaxial with the longitudinal axis 12 and an inlet 64 and outlet 66. As pointed out above, the combustor 26 receives an annular pressurized air stream from the high pressure compressor outlet 69. A portion of this compressor discharge air flows into the mixing (mixer) assembly 67 where fuel is injected from the fuel nozzle 68 and mixed with the air to form a fuel-air mixture. The air-fuel mixture is supplied to the combustion chamber 62 for combustion. The fuel-air mixture is ignited by a suitable igniter 70, and the resulting combustion gas 60 flows axially toward the annular first stage turbine nozzle 72 and within the first stage turbine nozzle 72. Flowing into. The nozzle 72 is formed by an annular flow passage that includes a plurality of radially extending and circumferentially spaced nozzle vanes 74, which are arranged such that the gas flows at an angle and the first turbine 28. The gas is redirected to impinge on the first stage turbine blade. As shown in FIG. 1, the first turbine 28 preferably rotates the high pressure compressor 24 via a first drive shaft 30. The low pressure turbine 32 preferably drives the booster compressor 22 and the fan rotor 38 via the second drive shaft 34.

燃焼室62は、エンジン外側ケーシング18内に収納され、環状燃焼器外側ライナ76及び半径方向内側に配置された環状燃焼器内側ライナ78によって形成される。図2の矢印は、圧縮機吐出空気が燃焼器26内で流れる方向を示している。図に示すように、空気の一部は、外側ライナ76の最外側表面上を流れ、一部は、燃焼室62内に流入し、また一部は、内側ライナ78の最内側表面上を流れる。   The combustion chamber 62 is housed in the engine outer casing 18 and is formed by an annular combustor outer liner 76 and an annular combustor inner liner 78 disposed radially inward. The arrows in FIG. 2 indicate the direction in which the compressor discharge air flows in the combustor 26. As shown, a portion of the air flows over the outermost surface of the outer liner 76, a portion flows into the combustion chamber 62, and a portion flows over the innermost surface of the inner liner 78. .

これ迄の設計とは違って、それぞれ外側及び内側ライナ76、78には、燃焼生成物がタービンノズル72に流入する前に燃焼プロセスを完了させるために付加的空気が燃焼室62に流入するのを可能にする複数の希釈口を設けないのが好ましい。これは、これまた本発明の出願人が所有する「エミッションを低減した高圧ガスタービンエンジン」の名称の特許出願(出願番号第11/188,483号)に従っている。しかしながら、外側ライナ76及び内側ライナ78は、それらの最外側表面に沿って流れる空気の幾らかが燃焼室62の内部内に流入するのを可能にする複数のより小さな環状に間隔を置いて配置された冷却空気開口(図示せず)を含むのが好ましいことが解るであろう。それらの内向きに向いた空気流は、燃焼室62の内部に面した外側及び内側ライナ76及び78の内表面に沿って流れて、それらに沿って冷却空気のフィルムを形成するようになる。   Unlike previous designs, the outer and inner liners 76, 78 each have additional air flowing into the combustion chamber 62 to complete the combustion process before the combustion products flow into the turbine nozzle 72. It is preferable not to provide a plurality of dilution ports that enable the above. This is in accordance with a patent application (Application No. 11 / 188,483) entitled “High Pressure Gas Turbine Engine with Reduced Emissions” owned by the applicant of the present invention. However, the outer liner 76 and the inner liner 78 are spaced in a plurality of smaller annulars that allow some of the air flowing along their outermost surfaces to flow into the interior of the combustion chamber 62. It will be appreciated that it is preferable to include a configured cooling air opening (not shown). Those inwardly directed air flows will flow along the inner surfaces of the outer and inner liners 76 and 78 facing the interior of the combustion chamber 62 to form a film of cooling air along them.

複数の軸方向に延びるミキサ組立体67は、燃焼器26の上流端部において円形配列の形態で配置され、環状燃焼室62の入口64内に延びることが解るであろう。環状ドームプレート80が、内向きかつ前向きに延びて燃焼室62の上流端部を形成し、かつミキサ組立体67を受けるようにその中に形成された複数の円周方向に間隔を置いて配置された開口を有することが分かるであろう。それらの部分について、それぞれ内側及び外側ライナ76及び78の各々の上流部分は、
互いに半径方向に間隔を置いて配置され、外側カウル82と内側カウル84とを形成する。外側及び内側カウル82及び84の最前方端部間の間隔は、燃焼室入口64を形成して、圧縮機吐出空気が燃焼室62に流入するのを可能にする開口を構成する。
It will be appreciated that a plurality of axially extending mixer assemblies 67 are arranged in a circular arrangement at the upstream end of the combustor 26 and extend into the inlet 64 of the annular combustion chamber 62. An annular dome plate 80 extends inwardly and forwardly to form the upstream end of the combustion chamber 62 and is spaced apart in a plurality of circumferentially formed therein to receive the mixer assembly 67. It will be seen that it has an aperture formed. For those portions, the upstream portion of each of the inner and outer liners 76 and 78, respectively,
Spaced radially apart from one another, an outer cowl 82 and an inner cowl 84 are formed. The spacing between the foremost ends of the outer and inner cowls 82 and 84 forms a combustion chamber inlet 64 and constitutes an opening that allows compressor discharge air to flow into the combustion chamber 62.

図3には、本発明の1つの実施形態による混合(ミキサ)組立体100を示している。ミキサ組立体100は、パイロットミキサ102と、メインミキサ104と、それら両ミキサ間に配置された燃料マニホルド106とを含むのが好ましい。より具体的には、パイロットミキサ102は、中空内部を有する環状パイロットハウジング108と、ハウジング108内に取付けられかつ該パイロットハウジング108の中空内部に燃料小滴を供給するようになった一次燃料噴射器110とを含むのが好ましいことが分かるであろう。さらに、パイロットミキサ102は、一次燃料噴射器110に隣接して半径方向内側位置に設置された第1のスワーラ112と、第1のスワーラ112の半径方向外側位置に設置された第2のスワーラ114と、両スワーラ間に配置されたスプリッタ116とを含むのが好ましい。図に示すように、スプリッタ116は、一次燃料噴射器110の下流に延びて、下流部分においてベンチュリ118を形成する。第1及び第2のパイロットスワーラ112及び114は、ミキサ組立体100の中心軸線120とほぼ平行に配向され、それらスワーラ112及び114を通って移動する空気を旋回させるための複数のベーンを含むことが解るであろう。パイロットミキサ102には、エンジン運転サイクルの間の全ての時間において燃料及び空気が供給されて、燃焼室62の中央部分(図2参照)内に一次燃焼ゾーン122が生成されるようになる。   FIG. 3 illustrates a mixing (mixer) assembly 100 according to one embodiment of the present invention. Mixer assembly 100 preferably includes a pilot mixer 102, a main mixer 104, and a fuel manifold 106 disposed between the two mixers. More specifically, the pilot mixer 102 includes an annular pilot housing 108 having a hollow interior and a primary fuel injector mounted within the housing 108 and adapted to supply fuel droplets into the hollow interior of the pilot housing 108. It will be appreciated that 110 is preferably included. Further, the pilot mixer 102 includes a first swirler 112 installed at a radially inner position adjacent to the primary fuel injector 110, and a second swirler 114 installed at a radially outer position of the first swirler 112. And a splitter 116 disposed between the swirlers. As shown, the splitter 116 extends downstream of the primary fuel injector 110 to form a venturi 118 in the downstream portion. The first and second pilot swirlers 112 and 114 are oriented substantially parallel to the central axis 120 of the mixer assembly 100 and include a plurality of vanes for swirling air moving through the swirlers 112 and 114. Will understand. The pilot mixer 102 is supplied with fuel and air at all times during the engine operating cycle so that a primary combustion zone 122 is created in the central portion of the combustion chamber 62 (see FIG. 2).

メインミキサ104はさらに、半径方向にパイロットハウジング108を囲みかつ環状空洞126を形成した環状メインハウジング124と、環状空洞126内に燃料を導入する複数の燃料噴射ポート128と、その全体を参照符号130で特定したスワーラ装置とを含む。スワーラ装置130は、共に本発明の所有者が出願人である、「複数の二重反転スワーラを有するガスタービンエンジンの燃焼器のためのミキサ組立体」の名称の特許出願(出願番号第11/188,596号)及び「成形通路を有するガスタービンエンジン燃焼器のミキサ組立体のためのスワーラ装置」の名称の特許出願(出願番号第11/188,595号)に見られるような幾つかの形態のいずれかとして構成することができる。しかしながら、図3では、スワーラ装置130は、燃料噴射ポート128の上流に配置された少なくとも第1のスワーラ144を含むのが好ましいことが分かるであろう。図に示すように、第1のスワーラ144は、ミキサ組立体100の中心軸線120に対してほぼ半径方向に配向されるのが好ましい。第1のスワーラ144は、それらの間を流れる空気を旋回させるための複数のベーン150を含むということに注目されたい。ベーン150は円周方向にほぼ均一に間隔を置いて配置されているので、隣接するベーン150間には、複数のほぼ一様な通路が形成される。さらに、スワーラ144は、上記に特定した‘595特許出願に開示されているように、通路を望ましい状態の形状にするような種々の構成を有するベーンを含むことができることが、解るであろう。   The main mixer 104 further includes an annular main housing 124 that radially surrounds the pilot housing 108 and forms an annular cavity 126, a plurality of fuel injection ports 128 that introduce fuel into the annular cavity 126, and a reference numeral 130 as a whole. And the swirler device specified in 1. The swirler device 130 is a patent application entitled “Mixer assembly for a combustor of a gas turbine engine having a plurality of counter rotating swirlers”, both of which are owned by the present invention. 188, 596) and several patent applications (Application No. 11 / 188,595) entitled "Swirler Apparatus for Gas Turbine Engine Combustor Mixer Assembly with Molded Passage". It can be configured as any of the forms. However, it will be appreciated that in FIG. 3 the swirler device 130 preferably includes at least a first swirler 144 disposed upstream of the fuel injection port 128. As shown, the first swirler 144 is preferably oriented generally radially with respect to the central axis 120 of the mixer assembly 100. Note that the first swirler 144 includes a plurality of vanes 150 for swirling the air flowing between them. Since the vanes 150 are spaced substantially uniformly in the circumferential direction, a plurality of substantially uniform passages are formed between adjacent vanes 150. Further, it will be appreciated that the swirler 144 can include vanes having various configurations that cause the passage to be in the desired shape as disclosed in the above-identified '595 patent application.

スワーラ装置130はまた、燃料噴射ポート128の上流に配置されかつ好ましくは中心軸線120とほぼ平行に配向された第2のスワーラ146を含むものとして図示している。第2のスワーラ146はさらに、それらの間を流れる空気を旋回させるための複数のベーン152を含む。ベーン152は円周方向にほぼ均一に間隔を置いて配置され、それによってそれらの間に複数のほぼ一様な通路を形成したものとして示しているが、そのようなベーン152はまた、通路を望ましい状態の形状にするような種々の構成を有することができる。   The swirler device 130 is also illustrated as including a second swirler 146 disposed upstream of the fuel injection port 128 and preferably oriented substantially parallel to the central axis 120. The second swirler 146 further includes a plurality of vanes 152 for swirling the air flowing between them. Although the vanes 152 are shown as being spaced approximately evenly in the circumferential direction, thereby forming a plurality of substantially uniform passages therebetween, such vanes 152 also show the passages. It can have various configurations to achieve the desired shape.

上に述べたように、燃料マニホルド106は、パイロットミキサ102とメインミキサ104との間に設置され、かつ燃料供給源と流れ連通状態になっている。燃料噴射ポート128は、燃料マニホルド106と流れ連通状態になっており、また中心本体外側シェル140の周りで円周方向に間隔を置いて配置される。図3で分かるように、燃料噴射ポート128は、燃料が環状空洞126の上流端部内に供給されるように配置されるのが好ましい。   As described above, the fuel manifold 106 is installed between the pilot mixer 102 and the main mixer 104 and is in flow communication with the fuel supply source. The fuel injection ports 128 are in flow communication with the fuel manifold 106 and are circumferentially spaced around the central body outer shell 140. As can be seen in FIG. 3, the fuel injection port 128 is preferably arranged so that fuel is supplied into the upstream end of the annular cavity 126.

燃料がメインミキサ104に供給されると、燃焼室62内に環状の二次燃焼ゾーン198が形成され、この燃焼ゾーンは、一次燃焼ゾーン122から半径方向外側に間隔を置きかつ該一次燃焼ゾーン122を同心に囲む。ガスタービンエンジン10の寸法に応じて、燃焼室62の入口64には、20個位もの多くのミキサ組立体100を円形配列として配置することができる。   When fuel is supplied to the main mixer 104, an annular secondary combustion zone 198 is formed in the combustion chamber 62, which is spaced radially outward from the primary combustion zone 122 and the primary combustion zone 122. Are concentrically enclosed. Depending on the dimensions of the gas turbine engine 10, as many as twenty mixer assemblies 100 can be arranged in a circular array at the inlet 64 of the combustion chamber 62.

図3、図4及び図6で最もよく分かるように、パイロットミキサ102はさらに、複数の間隔を置いて配置された二次燃料噴射ポート134を含み、それらの燃料噴射ポートによって、燃料がパイロットハウジング108の中空内部にも導入される。二次燃料噴射ポート134は、ミキサ組立体100の中心軸線120と交差する指定平面136内において、パイロットハウジング108の周りで円周方向に間隔を置いて配置されるのが好ましいことが分かるであろう。二次燃料噴射ポート134が置かれる平面136は、スプリッタ116の下流にあるパイロットハウジング108のフレア部分138内に位置するものとして図示しているが、そのような二次燃料噴射ポート134を含む平面は、スプリッタ116のほぼ下流端部或いはその上流にさえも位置させることができることが解るであろう。実際には、スプリッタ116の軸方向長さは、二次燃料噴射ポート134の位置に対するその関係を変えることができるように、変更することができる。   As best seen in FIGS. 3, 4 and 6, the pilot mixer 102 further includes a plurality of spaced apart secondary fuel injection ports 134 that allow fuel to pass through the pilot housing. It is also introduced into the hollow interior 108. It will be appreciated that the secondary fuel injection ports 134 are preferably circumferentially spaced around the pilot housing 108 in a designated plane 136 that intersects the central axis 120 of the mixer assembly 100. Let's go. Although the plane 136 in which the secondary fuel injection port 134 is located is shown as being located in the flared portion 138 of the pilot housing 108 downstream of the splitter 116, the plane containing such secondary fuel injection port 134 is shown. It will be appreciated that can be located substantially at the downstream end of the splitter 116 or even upstream. In practice, the axial length of the splitter 116 can be changed so that its relationship to the position of the secondary fuel injection port 134 can be changed.

同様に、平面136は、中心軸線120に対してほぼ垂直に配向されたものとして示しているが、二次燃料噴射ポート134は、所望に応じて平面136が上流又は下流方向のいずれかに傾斜するように斜めになるように配置することができる。さらに、二次燃料噴射ポート134を含む平面136の軸方向位置又は配向に関係なく、各そのような二次燃料噴射ポート134は個々に、中心軸線120に対してほぼ垂直に配向するか、或いは上流方向に鋭角に配向するか、或いは下流方向に鈍角に配向することができる。   Similarly, although the plane 136 is shown as being oriented substantially perpendicular to the central axis 120, the secondary fuel injection port 134 may be inclined so that the plane 136 is either upstream or downstream as desired. It can arrange so that it may become diagonal. Further, regardless of the axial position or orientation of the plane 136 containing the secondary fuel injection port 134, each such secondary fuel injection port 134 is individually oriented substantially perpendicular to the central axis 120, or It can be oriented at an acute angle in the upstream direction or at an obtuse angle in the downstream direction.

さらに、パイロットミキサ102の二次燃料噴射ポート134は燃料マニホルド106と流れ連通状態になっているのが好ましいが、二次燃料噴射ポート134は、別個の供給源から燃料を受けることができることが分かるであろう。図5で分かるように、二次燃料噴射ポート134は、メインミキサ104の燃料噴射ポート128を備えた一体形燃料噴射組立体135内に組み込むことができる。いずれにしても、燃料は一般的に、特定の事象(例えば、ガスタービンエンジン10の指定運転サイクル時点、圧縮機吐出空気58が指定温度である時、その他)の発生時に、二次燃料噴射ポート134によってパイロットハウジング108の中空部分内に噴射される。特定状態の要件に応じて、燃料は、一次燃料噴射器110を介して噴射される燃料よりも大きい流量で、該燃料よりも小さい流量で、或いは該燃料と実質的に同じ流量で二次燃料噴射ポート134を介して噴射される。言うまでもなく、このことは、燃料が一次燃料噴射器110によって常時供給されるとになるが、二次燃料噴射ポート134を介してのみ燃料をパイロットミキサ102に供給するのが好ましい場合もあり得るということを前提としている。   Further, while the secondary fuel injection port 134 of the pilot mixer 102 is preferably in flow communication with the fuel manifold 106, it will be appreciated that the secondary fuel injection port 134 can receive fuel from a separate source. Will. As can be seen in FIG. 5, the secondary fuel injection port 134 can be incorporated into an integral fuel injection assembly 135 that includes the fuel injection port 128 of the main mixer 104. In any case, the fuel is typically secondary fuel injection port upon occurrence of a specific event (eg, at a specified operating cycle of the gas turbine engine 10, when the compressor discharge air 58 is at a specified temperature, etc.). 134 is injected into the hollow portion of the pilot housing 108. Depending on the requirements of the particular condition, the fuel may be a secondary fuel at a higher flow rate than the fuel injected via the primary fuel injector 110, at a lower flow rate, or at substantially the same flow rate as the fuel. It is injected through the injection port 134. Of course, this means that fuel is always supplied by the primary fuel injector 110, but it may be preferable to supply fuel to the pilot mixer 102 only through the secondary fuel injection port 134. It is assumed that.

このようにして、パイロットミキサ102は、低出力状態(つまり、アイドル、進入及び巡航)にわたる運転の間に、より大きな柔軟性を有する。具体的には、パイロットミキサ102は、一次燃料噴射器110に対してのみ燃料が供給されている時に、最大推力の最高約30%までガスタービンエンジン10に動力発生させることができることが分かるであろう。これに比べて、パイロットミキサ102は、二次燃料噴射ポート134にも同様に燃料が供給されている時に、最大推力の最高約70%までガスタービンエンジン10に動力発生させることができる。   In this way, the pilot mixer 102 has greater flexibility during operation over low power conditions (ie idle, approach and cruise). Specifically, it can be seen that the pilot mixer 102 can generate power in the gas turbine engine 10 up to about 30% of maximum thrust when fuel is supplied only to the primary fuel injector 110. Let's go. In comparison, the pilot mixer 102 can generate power in the gas turbine engine 10 up to about 70% of the maximum thrust when fuel is similarly supplied to the secondary fuel injection port 134 as well.

パイロットハウジング108の中空内部内への所望の燃料噴霧を促進するために、通路142は、パイロットミキサ102の各二次燃料噴射ポート134を囲むのが好ましい。各通路142は、燃料マニホルド106に隣接した供給源154を介して加圧空気と流れ連通状態になっている。この空気は、パイロットハウジング108の内表面156に沿って強制的に送られる代わりに、パイロットハウジング108内への燃料噴霧の噴射を可能にするように供給される。これは、燃料噴霧の周りに噴射される空気に対して旋回を与えるスワーラ158を各通路142内に設けることによってさらに高められる。   In order to facilitate the desired fuel spray into the hollow interior of the pilot housing 108, the passage 142 preferably surrounds each secondary fuel injection port 134 of the pilot mixer 102. Each passage 142 is in flow communication with pressurized air through a supply 154 adjacent to the fuel manifold 106. This air is supplied to allow injection of fuel spray into the pilot housing 108 instead of being forced along the inner surface 156 of the pilot housing 108. This is further enhanced by providing in each passage 142 a swirler 158 that provides a swirl for the air injected around the fuel spray.

また、外側パイロットスワーラ114のベーン115(図6参照)は、それを通って流れる空気が少なくとも幾分かパイロットハウジング108の内表面156に向けて導かれるように構成されることも好ましい。このようにして、そのような空気は、二次燃料噴射ポート134によって供給された燃料とより良好に相互作用することができる。従って、ベーン115は、中心軸線120に対して約30°〜約60°傾斜しているのが好ましい。このようにして、パイロットハウジング108のフレア角160に近くなる。   The vane 115 (see FIG. 6) of the outer pilot swirler 114 is also preferably configured such that air flowing therethrough is directed toward the inner surface 156 of the pilot housing 108. In this way, such air can interact better with the fuel supplied by the secondary fuel injection port 134. Accordingly, the vane 115 is preferably inclined at about 30 ° to about 60 ° with respect to the central axis 120. In this way, the flare angle 160 of the pilot housing 108 is close.

パイロットミキサ102内への二次燃料噴射ポート134の付加を検討する場合に、それを通る空気の流量は、約10%〜約30%の比率に維持されるのが好ましいことが分かるであろう。さらに、そのような二次燃料噴射ポート134は、ガスタービンエンジン10の運転の間にミキサ組立体100によって生成されるエミッションを低減するのを助ける。特に、燃焼器26は、パイロットミキサ102に供給される燃料のみによって、より大きな時間にわたって作動することができる。また、パイロットミキサ102の半径方向外側位置により多くの燃料を供給するのが望ましいことも判明した。   When considering the addition of the secondary fuel injection port 134 into the pilot mixer 102, it will be appreciated that the air flow rate therethrough is preferably maintained at a ratio of about 10% to about 30%. . Further, such secondary fuel injection port 134 helps reduce emissions generated by mixer assembly 100 during operation of gas turbine engine 10. In particular, the combustor 26 can operate for a greater amount of time with only fuel supplied to the pilot mixer 102. It has also been found that it is desirable to supply more fuel to the radially outer position of the pilot mixer 102.

ミキサ組立体100の物理的実施形態と関連して、本明細書に記載したようなパイロットミキサ102を有する燃焼器26を作動させる方法も提供していることが解るであろう。より具体的には、そのような方法は、以下の段階、つまり、パイロットスワーラ112及び114を介して空気を指定流量で供給する段階と、一次燃料噴射器110を介して燃料を供給する段階と、燃焼器26内の所定の状態及び/又はガスタービンエンジン10の所定の運転サイクルの間に二次燃料噴射ポート134を介して燃料を供給する段階とを含む。さらに、そのような方法は、メインミキサ104の作動に関する付加的な段階、つまり、メインスワーラ144及び146を介して空気を供給する段階と、燃焼器26内の所定の状態及び/又はガスタービンエンジン10の所定の運転サイクルの間に燃料噴射ポート128を介して燃料を供給する段階とを含むことができる。燃料は一般に二次燃料噴射ポート134を介してパイロットミキサ102に供給されることになり、その時同時に燃料が一次燃料噴射器110を介しても供給されているが、燃料が二次燃料噴射ポート134によってのみ供給されるが、一次燃料噴射器110によって同時には供給されないような特定の状態も可能である。   It will be appreciated that in connection with the physical embodiment of the mixer assembly 100, a method of operating the combustor 26 having the pilot mixer 102 as described herein is also provided. More specifically, such a method includes the following steps: supplying air at a specified flow rate via pilot swirlers 112 and 114, and supplying fuel via primary fuel injector 110. Supplying fuel via a secondary fuel injection port 134 during a predetermined condition in the combustor 26 and / or during a predetermined operating cycle of the gas turbine engine 10. Further, such a method may include additional steps relating to the operation of the main mixer 104, i.e. supplying air via the main swirlers 144 and 146, predetermined conditions in the combustor 26 and / or gas turbine engine. Supplying fuel via a fuel injection port 128 during ten predetermined operating cycles. The fuel is generally supplied to the pilot mixer 102 via the secondary fuel injection port 134, and at the same time, the fuel is also supplied via the primary fuel injector 110, but the fuel is supplied to the secondary fuel injection port 134. It is also possible for certain conditions to be supplied only by, but not simultaneously by the primary fuel injector 110.

本発明の特定の実施形態を図示しかつ説明してきたが、本発明の技術思想から逸脱せずに様々な変更及び改良を加えることができることは、当業者には明らかであろう。従って、本発明の技術的範囲内に属する全てのそのような変更及び改良が特許請求の範囲内に包含されることを意図している。   While particular embodiments of the present invention have been illustrated and described, it would be obvious to those skilled in the art that various changes and modifications can be made without departing from the spirit of the invention. Accordingly, it is intended to embrace all such changes and modifications that fall within the scope of the invention.

高バイパス型ターボファンガスタービンエンジンの概略図。1 is a schematic view of a high bypass turbofan gas turbine engine. 段階構成を有するガスタービンエンジン燃焼器の長手方向断面図。1 is a longitudinal cross-sectional view of a gas turbine engine combustor having a staged configuration. FIG. 図2に示すミキサ組立体の拡大断面図。FIG. 3 is an enlarged cross-sectional view of the mixer assembly shown in FIG. 2. 図2及び図3に示すミキサ組立体の後方斜視図。FIG. 4 is a rear perspective view of the mixer assembly shown in FIGS. 2 and 3. 図2〜図4に示すミキサ組立体の一部分の後方斜視図。5 is a rear perspective view of a portion of the mixer assembly shown in FIGS. 図4の線6−6に沿って取った、図2〜図4に示すミキサ組立体の部分斜視図。FIG. 6 is a partial perspective view of the mixer assembly shown in FIGS. 2-4 taken along line 6-6 of FIG.

符号の説明Explanation of symbols

10 航空機ターボファンエンジン(その全体)
12 長手方向軸線
14 コアガスタービンエンジン(その全体)
16 ファンセクション
18 コアエンジンの外側ケーシング
20 環状コアエンジン入口
22 ブースタ圧縮機
24 高圧圧縮機
26 燃焼器
28 第1の(高圧)タービン
30 第1の(高圧)駆動シャフト
32 第2の(低圧)タービン
34 第2の(低圧)駆動シャフト
36 排気ノズル
38 ファンロータ
40 環状ファンケーシング
42 出口案内ベーン
44 ファンロータブレード
46 ファンケーシングの下流セクション
48 バイパス空気流導管
50 初期空気流を表す矢印
52 ファンケーシングへの入口
54 第1の(外側)加圧空気流を表す矢印
56 第2の(内側)加圧空気流を表す矢印
58 高圧圧縮機への加圧空気流を表す矢印
60 燃焼生成物
62 燃焼室
64 燃焼室の入口
66 燃焼室の出口
67 ミキサ組立体(その全体)
68 燃料ノズル
69 高圧圧縮機吐出口
70 点火器
72 第1段タービンノズル
74 ノズルベーン
76 燃焼器の外側ライナ
78 燃焼器の内側ライナ
80 ドームプレート
82 外側カウル
84 内側カウル
100 ミキサ組立体(その全体)
102 パイロットミキサ(その全体)
104 メインミキサ(その全体)
106 燃料マニホルド
108 パイロットハウジング
110 パイロットミキサの一次燃料噴射器
112 第1の(内側)パイロットスワーラ
114 第2の(外側)パイロットスワーラ
115 外側パイロットスワーラのベーン
116 スプリッタ
118 ベンチュリ
120 ミキサ組立体の中心軸線
122 一次燃焼ゾーン
124 メインハウジング
126 環状空洞
128 燃料噴射ポート
130 スワーラ装置(半径方向/軸方向)
134 パイロットミキサの二次燃料噴射ポート
135 一体形燃料噴射組立体
136 二次燃料噴射ポートを含む平面
138 パイロットハウジングのフレア部分
140 中心本体外側シェル
142 二次燃料噴射ポートを囲む通路
144 第1の(半径方向)スワーラ
146 第2の(軸方向)スワーラ
148 環状通路
150 半径方向スワーラのベーン
152 軸方向スワーラのベーン
154 空気供給源
156 パイロットハウジングの内表面
158 通路142内のスワーラ
160 パイロットハウジングのフレア角
198 二次燃焼ゾーン
10 Aircraft turbofan engine (the whole)
12 Longitudinal axis 14 Core gas turbine engine (all)
16 fan section 18 core engine outer casing 20 annular core engine inlet 22 booster compressor 24 high pressure compressor 26 combustor 28 first (high pressure) turbine 30 first (high pressure) drive shaft 32 second (low pressure) turbine 34 Second (low pressure) drive shaft 36 Exhaust nozzle 38 Fan rotor 40 Annular fan casing 42 Exit guide vane 44 Fan rotor blade 46 Downstream section of fan casing 48 Bypass air flow conduit 50 Arrow representing initial air flow 52 To fan casing Inlet 54 Arrow representing first (outside) pressurized air flow 56 Arrow representing second (inside) pressurized air flow 58 Arrow representing pressurized air flow to the high pressure compressor 60 Combustion product 62 Combustion chamber 64 Combustion chamber inlet 66 Combustion chamber outlet 67 Mixer assembly (all )
68 Fuel nozzle 69 High pressure compressor discharge port 70 Igniter 72 First stage turbine nozzle 74 Nozzle vane 76 Combustor outer liner 78 Combustor inner liner 80 Dome plate 82 Outer cowl 84 Inner cowl 100 Mixer assembly (all)
102 Pilot mixer (the whole)
104 Main mixer (the whole)
106 Fuel manifold 108 Pilot housing 110 Primary fuel injector of pilot mixer 112 First (inner) pilot swirler 114 Second (outer) pilot swirler 115 Outer pilot swirler vane 116 Splitter 118 Venturi 120 Central axis 122 of the mixer assembly Primary combustion zone 124 Main housing 126 Annular cavity 128 Fuel injection port 130 Swirl device (radial / axial)
134 Pilot Fuel Secondary Fuel Injection Port 135 Integrated Fuel Injection Assembly 136 Plane Containing Secondary Fuel Injection Port 138 Pilot Housing Flare 140 Central Body Outer Shell 142 Passage Surrounding Secondary Fuel Injection Port 144 First ( Radial) swirler 146 Second (axial) swirler 148 Annular passage 150 Radial swirler vane 152 Axial swirler vane 154 Air supply 156 Pilot housing inner surface 158 Swirler in passage 142 160 Flare angle of pilot housing 198 Secondary combustion zone

Claims (10)

ガスタービンエンジン(10)の燃焼室(62)内で使用するミキサ組立体(100)であって、
パイロットミキサ(102)と、メインミキサ(104)と、燃料マニホルド(106)と、を含み、
前記パイロットミキサ(102)が、
中空内部を有する環状パイロットハウジング(108)と、
前記パイロットハウジング(108)内に取付けられかつ該パイロットハウジング(108)の中空内部に燃料小滴を供給するようになった一次燃料噴射器(110)と、
前記一次燃料噴射器(110)の上流に配置された複数の軸方向スワーラ(112、114)であって、該複数のスワーラ(112、114)の各々がそれぞれのスワーラ(112、114)を通って移動する空気を旋回させて該空気と前記一次燃料噴射器(110)によって供給された燃料小滴とを混合するための複数のベーンを有する複数の軸方向スワーラ(112、114)と、
前記パイロットハウジング(108)の中空内部に燃料を導入するための複数の二次燃料噴射ポート(134)と、を含み、
前記メインミキサ(104)が、
(1)前記パイロットハウジング(108)を囲みかつ環状空洞(126)を形成したメインハウジング(124)と、
(2)前記空洞(126)内に燃料を導入するための複数の燃料噴射ポート(128)と、
(3)前記複数の燃料噴射ポート(128)の上流に配置された少なくとも1つのスワーラ(130)であって、該メインミキサスワーラ(130)の各々がそれぞれのスワーラを通って移動する空気を旋回させて該空気と前記メインミキサ燃料噴射ポート(128)によって供給された燃料小滴とを混合するための複数のベーンを有する少なくとも1つのスワーラ(130)と、を含み、
前記燃料マニホルド(106)が、前記パイロットミキサ(102)内の複数の二次燃料噴射ポート(134)及び前記メインミキサ(104)内の複数の燃料噴射ポート(128)と流れ連通状態になっており
前記パイロットミキサ(102)内の複数の二次燃料噴射ポート(134)の燃料噴射方向が、前記メインミキサ(104)内の複数の燃料噴射ポート(128)の燃料噴射方向と逆方向である、
ミキサ組立体(100)。
A mixer assembly (100) for use in a combustion chamber (62) of a gas turbine engine (10) comprising:
A pilot mixer (102), a main mixer (104), and a fuel manifold (106);
The pilot mixer (102)
An annular pilot housing (108) having a hollow interior;
A primary fuel injector (110) mounted within the pilot housing (108) and adapted to supply fuel droplets into a hollow interior of the pilot housing (108);
A plurality of axial swirlers (112, 114) disposed upstream of the primary fuel injector (110), each of the plurality of swirlers (112, 114) passing through a respective swirler (112, 114). A plurality of axial swirlers (112, 114) having a plurality of vanes for swirling the moving air to mix the air and the fuel droplets supplied by the primary fuel injector (110);
A plurality of secondary fuel injection ports (134) for introducing fuel into the hollow interior of the pilot housing (108);
The main mixer (104)
(1) a main housing (124) surrounding the pilot housing (108) and forming an annular cavity (126);
(2) a plurality of fuel injection ports (128) for introducing fuel into the cavity (126);
(3) At least one swirler (130) disposed upstream of the plurality of fuel injection ports (128), wherein each of the main mixer swirlers (130) swirls the air moving through the respective swirler And at least one swirler (130) having a plurality of vanes for mixing the air and fuel droplets supplied by the main mixer fuel injection port (128),
The fuel manifold (106) is in flow communication with a plurality of secondary fuel injection ports (134) in the pilot mixer (102) and a plurality of fuel injection ports (128) in the main mixer (104). And
The fuel injection direction of the plurality of secondary fuel injection ports (134) in the pilot mixer (102) is opposite to the fuel injection direction of the plurality of fuel injection ports (128) in the main mixer (104).
Mixer assembly (100).
前記パイロットミキサ(102)が、
前記一次燃料噴射器(110)の上流に配置され、それを通って移動する空気を旋回させるための複数のベーンを有する第1の軸方向スワーラ(112)と、
前記一次燃料噴射器(110)の上流でありかつ前記第1の軸方向スワーラ(112)の半径方向外側に配置され、それを通って移動する空気を旋回させるための複数のベーンを有する第2の軸方向スワーラ(114)と、
前記第1及び第2の軸方向スワーラ(112、114)間に配置され、ベンチュリ部分(118)まで下流方向に延びるスプリッタ(116)と、をさらに含む、
請求項1記載のミキサ組立体(100)。
The pilot mixer (102)
A first axial swirler (112) disposed upstream of the primary fuel injector (110) and having a plurality of vanes for swirling air traveling therethrough;
A second having a plurality of vanes disposed upstream of the primary fuel injector (110) and radially outward of the first axial swirler (112) for swirling air moving therethrough; An axial swirler (114) of
A splitter (116) disposed between the first and second axial swirlers (112, 114) and extending downstream to the venturi portion (118);
The mixer assembly (100) of claim 1.
前記第2のスワーラ(114)が、前記パイロットハウジング(108)の内表面(156)に向けて空気を導くように構成される、請求項2記載のミキサ組立体(100)。   The mixer assembly (100) of claim 2, wherein the second swirler (114) is configured to direct air toward an inner surface (156) of the pilot housing (108). 前記パイロットミキサ(102)の二次燃料噴射ポート(134)が、前記パイロットハウジング(108)の中心軸線(120)と交差する指定平面(136)内で円周方向に間隔を置いて配置される、請求項1記載のミキサ組立体(100)。   Secondary fuel injection ports (134) of the pilot mixer (102) are circumferentially spaced within a designated plane (136) that intersects the central axis (120) of the pilot housing (108). The mixer assembly (100) of any preceding claim. 前記パイロットミキサ(102)の二次燃料噴射ポート(134)が、前記パイロットハウジング(108)の中心軸線(120)に対してほぼ垂直に配向される、請求項1記載のミキサ組立体(100)。   The mixer assembly (100) of claim 1, wherein the secondary fuel injection port (134) of the pilot mixer (102) is oriented substantially perpendicular to a central axis (120) of the pilot housing (108). . 前記パイロットミキサ(102)の二次燃料噴射ポート(134)が、前記パイロットハウジング(108)のフレア部分(138)内に形成される、請求項1記載のミキサ組立体(100)。   The mixer assembly (100) of claim 1, wherein a secondary fuel injection port (134) of the pilot mixer (102) is formed in a flared portion (138) of the pilot housing (108). 前記パイロットミキサ(102)が、前記一次燃料噴射器(110)からのみ燃料が供給されている時に、最大推力の最高約30%まで前記ガスタービンエンジン(10)に動力発生させることができる、請求項1記載のミキサ組立体(100)。   The pilot mixer (102) can generate power in the gas turbine engine (10) up to about 30% of maximum thrust when fuel is supplied only from the primary fuel injector (110). Item 12. The mixer assembly (100) of item 1. 前記パイロットミキサ(102)が、前記一次燃料噴射器(110)及び二次燃料噴射ポート(134)によって燃料が供給されている時に、最大推力の70%まで前記ガスタービンエンジン(10)に動力発生させることができる、請求項1記載のミキサ組立体(100)。   The pilot mixer (102) generates power to the gas turbine engine (10) up to 70% of maximum thrust when fuel is supplied by the primary fuel injector (110) and secondary fuel injection port (134). The mixer assembly (100) of any preceding claim, wherein the mixer assembly (100) can be made. 前記パイロットミキサ(102)の各二次燃料噴射ポート(134)を囲みかつ空気供給源と流れ連通状態になった通路(140)をさらに含む、請求項1記載のミキサ組立体(100)。   The mixer assembly (100) of any preceding claim, further comprising a passageway (140) surrounding each secondary fuel injection port (134) of the pilot mixer (102) and in flow communication with an air supply. 前記パイロットミキサ(102)を通る空気流量が、10%〜30%である、請求項1記載のミキサ組立体(100)。
The mixer assembly (100) of claim 1, wherein an air flow rate through the pilot mixer (102) is between 10% and 30%.
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103791518A (en) * 2012-10-31 2014-05-14 中航商用航空发动机有限责任公司 Combustion chamber fuel injecting and mixing device and aero-engine
CN103807878A (en) * 2012-11-13 2014-05-21 中航商用航空发动机有限责任公司 Combustion chamber fuel jetting and mixing device and combustion chamber with same

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8256226B2 (en) * 2009-04-23 2012-09-04 General Electric Company Radial lean direct injection burner
US8468831B2 (en) * 2009-07-13 2013-06-25 General Electric Company Lean direct injection for premixed pilot application
EP2698582B1 (en) 2011-03-16 2017-11-22 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Gas turbine combustor and gas turbine
JP5636335B2 (en) * 2011-05-27 2014-12-03 新潟原動機株式会社 Gas turbine combustor
US11015808B2 (en) * 2011-12-13 2021-05-25 General Electric Company Aerodynamically enhanced premixer with purge slots for reduced emissions
CN103047683B (en) * 2012-12-27 2015-07-01 中国燃气涡轮研究院 Partial premixing and pre-evaporation combustion chamber with three-level oil passages
JP6606080B2 (en) * 2013-12-23 2019-11-13 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ Fuel nozzle structure for air-assisted fuel injection
US9453461B2 (en) * 2014-12-23 2016-09-27 General Electric Company Fuel nozzle structure
EP3794283A1 (en) * 2018-05-15 2021-03-24 Air Products and Chemicals, Inc. System and method of improving combustion stability in a gas turbine

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6389815B1 (en) * 2000-09-08 2002-05-21 General Electric Company Fuel nozzle assembly for reduced exhaust emissions
US7350357B2 (en) * 2004-05-11 2008-04-01 United Technologies Corporation Nozzle
JP4571612B2 (en) * 2006-12-11 2010-10-27 株式会社日立製作所 Gas turbine combustor and fuel supply method thereof

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103791518A (en) * 2012-10-31 2014-05-14 中航商用航空发动机有限责任公司 Combustion chamber fuel injecting and mixing device and aero-engine
CN103791518B (en) * 2012-10-31 2016-03-09 中航商用航空发动机有限责任公司 A kind of combustion chamber fuel oil sprays and mixing arrangement and aero-engine
CN103807878A (en) * 2012-11-13 2014-05-21 中航商用航空发动机有限责任公司 Combustion chamber fuel jetting and mixing device and combustion chamber with same
CN103807878B (en) * 2012-11-13 2016-04-20 中航商用航空发动机有限责任公司 A kind of combustion chamber fuel oil sprays and mixing arrangement and the combustion chamber comprising this device

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