JP5013817B2 - タービンエンジン内に流体を噴射するための方法および装置 - Google Patents

Description

本発明は、一般に、ガスタービンエンジンに関し、より詳細には、タービンエンジン内に流体を噴射するための方法および装置に関する。

空気汚染問題によって、世界中で、排出基準が国内的にも国際的にもより厳しくなってきた。これらと同じ基準により、タービンエンジン製造業者は、より効率的なエンジンを設計すると共に、排出が改善された状態および／または耐用期間がより長く信頼性がより高い状態で、エンジンがより効率的に動作することを可能にする、改善された改良構成要素を設計してきた。さらに、エンジンの事故中に発生する収益損失など、タービンエンジンの購入および維持に伴う資本費用が一般的に高いことにより、同じエンジン製造業者は、信頼性がより高く耐用年数がより長いエンジンを設計しようと試みてきた。

ガスタービンエンジンに送達される流体、すなわち気体および蒸気の混合を制御することは、エンジンの性能にとって決定的に重要となり得る。通常、気体および蒸気を用いて動作するガスタービンエンジンは、すべての動作状態において排出要件を満たさず、特に、そのようなエンジンは一般に、その他の知られたエンジンと同様一酸化炭素（ＣＯ）排出要件を満たさない。たとえば、気体および蒸気を利用する少なくともいくつかの知られた二元燃料ガスタービンエンジンは、気体および水を利用する二元燃料（デュアルフューエル）ガスタービンエンジンより多くのＣＯ排出を発生する。より具体的には、気体と蒸気の混合不足によって、燃料が機体内に残留し、より多いＣＯ排出の発生をもたらすことがある。さらに、混合不足によって、燃焼器内の再循環安定領域が下流に変位し、それによって炎が消され、ＣＯ排出の発生がもたらされることがある。

本発明は、上記従来技術の課題を解決することを目的の一つとする。

一態様では、ガスタービンエンジンを動作させるための方法が提供される。この方法は、蒸気をノズルに供給することと、一次燃料をノズルに供給することと、ノズルの先端内に画成され円周方向に離隔された複数の蒸気出口から、燃焼器内へと蒸気を排出することと、円周方向で蒸気出口の間に離隔された少なくとも１つの出口から、燃焼器へと一次燃料を排出することとを含む。

別の態様では、タービンエンジンの燃料ノズル用のノズル先端が提供される。この先端は、少なくとも１つのパイロット燃料出口、複数の蒸気出口、および複数の一次燃料出口を備える、環状本体を備える。１つ（最低限）のパイロット燃料出口は、ノズル先端からパイロット燃料を排出するように構成される。複数の蒸気出口は、ノズル先端から蒸気を排出するように構成される。複数の蒸気出口は、１つ（最低限）のパイロット燃料出口の周りで円周方向に離隔される。複数の一次燃料出口は、ノズル先端から一次燃料を排出するように構成される。複数の一次燃料出口は、複数の蒸気出口と円周方向に位置合せされる。

さらなる態様では、ガスタービンエンジンが提供される。エンジンは、燃焼器、およびノズル先端を備える燃料ノズルを備える。ノズル先端は、少なくとも１つのパイロット燃料出口、複数の蒸気出口、および複数の一次燃料出口を有する、環状本体を備える。１つ（最低限）のパイロット燃料出口は、予備選択されたエンジン動作時にのみ、パイロット燃料を燃焼器に排出するように構成される。複数の一次燃料出口は、複数の蒸気出口に対して、円周方向に位置合せされる。

図１は、低圧圧縮機１２、高圧圧縮機１４、および燃焼器１６を備える、例示的なガスタービンエンジン１０を示す概略図である。エンジン１０はまた、高圧タービン１８および低圧タービン２０を備える。圧縮機１２とタービン２０は、第１のシャフト２２によって結合され、圧縮機１４とタービン１８は、第２のシャフト２１によって結合される。一実施形態では、ガスタービンエンジン１０は、オハイオ州シンシナティのＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｅｎｇｉｎｅｓ社から市販されているＬＭ２５００エンジンである。別の実施形態では、ガスタービンエンジン１０は、オハイオ州シンシナティのＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｅｎｇｉｎｅｓ社から市販されている、ＣＦＭエンジンである。

動作に際しては、空気が低圧圧縮機１２を通って流れ、低圧圧縮機１２から高圧圧縮機１４へと圧縮空気が供給される。高度に圧縮された空気が、燃焼器１６へと送られる。燃焼器１６からの空気流は、排気ノズル２４を通ってガスタービンエンジン１０を出る前に、タービン１８および２０を駆動するためにタービンノズルを通して流される。当業界で知られているように、ガスタービンエンジンは、燃料を燃焼器１６に供給する燃料ノズル（図示せず）をさらに備える。

図２は、ガスタービンエンジン１０（図１に示す）などのガスタービンエンジンと共に使用することができる、燃料ノズル５０の例示的な一実施形態を示す概略的な側部断面図である。燃料ノズル５０は、パイロット燃料回路５２、一次燃料回路５４、および蒸気回路５６を備える。パイロット燃料回路５２は、始動およびアイドル動作中に、ノズル５０の中央を通してノズル５０の端部５８へとパイロット燃料を送る。端部５８は、ガスタービンエンジン１０の燃焼器１６（図１に示す）内へと、パイロット燃料を排出するように構成される。一次燃料回路５４および蒸気回路５６は、パイロット燃料回路５２のから径方向外向きに、かつその周りで円周方向に配置される。一次燃料回路５４および蒸気回路５６は、一次燃料および蒸気を、それぞれノズル端部５８を通して燃焼器１６へと送る。より具体的には、一次燃料および蒸気はそれぞれ、ノズル端部５８を通って、燃焼器１６内のノズル５０の下流に画成された燃焼領域内へと排出される。

図３は、タービンエンジン１０（図１に示す）などのガスタービンエンジン内に流体を噴射するために、ノズル５０（図２に示す）などの燃料ノズルと共に使用することができる、例示的な燃料ノズル先端１００を示す正面図である。図４は、燃料ノズル先端１００を示す断面図である。この例示的な実施形態では、燃料ノズル先端１００は、複数のパイロット燃料出口１０２、複数の一次燃料出口１０４、および複数の蒸気出口１０６を備える。パイロット燃料出口１０２は、燃料ノズル先端１００の中央１１０の周りで円周方向に、かつそこから径方向外向きに離隔される。一実施形態では、パイロット燃料出口１０２は、「デイジーチェーン」構成に配置される。

この例示的な実施形態では、パイロット燃料出口１０２は、ノズル先端１００を通って延びる中心線１１４に対して傾斜して方向付けられる。したがって、出口１０２から排出されるパイロット燃料は、先端１００から外向きに、傾斜角度θで中心線１１４から離れて、蒸気出口１０６から排出される蒸気に向かって吐出される。この例示的な実施形態では、ノズル先端１００は、４つのパイロット燃料出口１０２を備える。代替実施形態では、ノズル先端１００は、およそ４つのパイロット燃料出口１０２を備える。当業者には理解されるように、パイロット燃料出口１０２の数は、燃料ノズル先端１００の用途によって変わる。

一次燃料出口１０４および蒸気出口１０６は、パイロット燃料出口１０２の周りで円周方向に、かつそこから径方向外向きに離隔される。より具体的には、一次燃料出口１０４および蒸気出口１０６は、一次燃料出口１０４がそれぞれ、１対の隣接する蒸気出口１０６の間に配置されるように方向付けられる。したがって、出口１０４および１０６は、互いに円周方向に位置合せされる。したがって、また以下でより詳細に示すように、一次燃料および蒸気は、燃料ノズル先端１００から、ノズル中央１１０に対するほぼ同じ径方向位置１１２にて排出される。

動作中に、パイロット出口１０２は、ガスタービンエンジンの始動またはアイドル動作時に、燃焼器内にパイロット燃料を排出する。さらなる動力が要求される場合、一次燃料出口１０４および蒸気出口１０６は、一次燃料および蒸気の両方を、ガスタービンエンジンの燃焼器内に画成される燃焼領域内へと排出する。一次燃料および蒸気は、ほぼ同じ径方向位置１１２にて異なる排出角度で、燃料ノズル先端１００から排出される。より具体的には、この例示的な実施形態では、蒸気出口１０６は、蒸気が先端１００から中心線１１４に対してほぼ平行な排出角度で排出されるように、ノズル中心線１１４とほぼ平行に方向付けられ、一次燃料出口１０４は、一次燃料が排出角度βで中心線１１４から離れて排出されるように、蒸気出口１０６および中心線１１４に対して傾斜して方向付けられる。一次燃料および蒸気は、ほぼ同じ径方向位置１１２から異なる排出角度で排出されるので、一次燃料と蒸気の混合は、ノズル先端１００から構成成分が排出されるにつれて高められる。さらに、燃料ノズル先端１００から排出される一次燃料および蒸気の混合が高められることによって、燃焼器内に画成される燃焼領域内により安定した炎を維持することが容易になる。一般に、炎の安定性を制御することによって、燃焼器内でのＣＯ排出の発生を低減させることが促進される。

本明細書で使用される、無冠詞である要素または段階（ステップ）或いは単数形の要素または段階は、複数の前記要素または段階を除外することが明らかに述べられていない限り、そのような除外を行わないものとして理解されるべきである。さらに、本発明の「一実施形態」の参照は、列挙された特徴を同様に組み込むさらなる実施形態の存在を除外するものとして解釈されることを意図するものではない。

ガスタービンエンジン用の上記燃料ノズル先端は、排出基準を満たすことができる二元燃料エンジンを提供する。燃料ノズル先端は、一次燃料および蒸気をほぼ同じ径方向位置にて排出する、円周方向に離隔された一次燃料出口および蒸気出口を備える。その結果、再循環領域は、より安定した低排出の炎を生じることができるように、燃焼器の中央へと引き込まれる。したがって、費用効率が高く信頼できるやり方で、蒸気と燃料の混合を高めＣＯ排出を低減させることを容易にする、ノズル先端が提供される。

本明細書に記載する方法およびシステムは、ガスタービンエンジンに燃料を供給する文脈において説明されるが、本明細書に記載する燃料ノズル先端の方法およびシステムは、ガスタービンエンジンに限定されないことを理解されたい。同様に、例示した燃料ノズル先端構成要素は、本明細書に記載する具体的な実施形態に限定されるのではなく、むしろ、燃料ノズル先端の構成要素は、本明細書に記載されるその他の構成要素とは独立して別個に使用することができる。

本発明を、様々な特定の実施形態に関して説明してきたが、本発明は特許請求の範囲の精神および範囲に包含される修正と共に実行することができることを、当業者であれば理解するであろう。

例示的なガスタービンエンジンを示す概略図である。 図１に示すガスタービンエンジンと共に使用することができる燃料ノズルの例示的な一実施形態を示す概略的な側部断面図である。 図１に示すエンジンと共に使用することができる例示的な燃料ノズル先端を示す正面図である。 図３に示す例示的な燃料ノズル先端を示す断面図である。

符号の説明

１０ ガスタービンエンジン
１２ 低圧圧縮機
１４ 高圧圧縮機
１６ 燃焼器
１８ 高圧タービン
２０ 低圧タービン
２１ 第２のシャフト
２２ 第１のシャフト
２４ 排出ノズル
５０ ノズル
５２ パイロット燃料回路
５４ 一次燃料回路
５６ 蒸気回路
５８ ノズル端部
１００ 燃料ノズル先端
１０２ パイロット燃料出口
１０４ 一次燃料出口
１０６ 蒸気出口
１１０ ノズル中央
１１２ 径方向位置
１１４ ノズル中心線

Claims (12)

1. タービンエンジンの燃料ノズル（５０）のためのノズル先端（１００）であって、前記先端が、環状本体を備え、前記環状本体が、
   前記ノズル先端からパイロット燃料を排出するように構成された、少なくとも１つのパイロット燃料出口（１０２）と、
   前記ノズル先端から蒸気を排出するように構成され、前記少なくとも１つのパイロット燃料出口の周りで円周方向に離隔される複数の蒸気出口（１０６）と、
   前記ノズル先端から一次燃料を排出するように構成され、前記複数の蒸気出口と同一半径に配置されて円周方向に位置合せされる複数の一次燃料出口（１０４）とを備える、ノズル先端。
   
2. 前記複数の一次燃料出口（１０４）がそれぞれ、円周方向に隣接する前記複数の蒸気出口（１０６）の対の間に配置される、請求項１記載のノズル先端（１００）。
3. 前記ノズル先端が、そこを通る中心線（１１４）をさらに備え、前記少なくとも１つのパイロット燃料出口（１０２）が、前記中心線から径方向外向きに離隔される、請求項１記載のノズル先端（１００）。
4. 前記少なくとも１つのパイロット燃料出口（１０２）が、前記ノズル先端の中央（１１０）からの第１の径方向距離に配置され、前記複数の蒸気出口（１０６）および前記複数の一次燃料出口（１０４）がそれぞれ、前記ノズル先端中央からの第２の径方向距離に配置される、請求項１記載のノズル先端（１００）。
5. 前記第１の径方向距離が、前記第２の径方向距離よりも短い、請求項４記載のノズル先端（１００）。
6. 前記少なくとも１つのパイロット燃料出口（１０２）が、前記ノズル先端を通って延びる中心線（１１４）に対して傾斜した排出角度で、前記ノズル先端からパイロット燃料を排出するように構成される、請求項１記載のノズル先端（１００）。
7. 前記複数の蒸気出口（１０６）のうちの少なくとも１つ、および前記複数の一次燃料出口（１０４）が、前記ノズル先端を通って延びる前記中心線（１１４）とほぼ平行な排出角度で蒸気および一次燃料のうちの一方を排出するように構成される、請求項６記載のノズル先端（１００）。
8. 前記複数の燃料出口（１０４）および前記複数の蒸気出口（１０６）が、前記ノズル先端の下流での蒸気と一次燃料の混合を高めることを容易にするように方向付けられる、請求項１記載のノズル先端（１００）。
9. ガスタービンエンジン（１０）であって、
   燃焼器（１６）と、
   ノズル先端（１００）を備える燃料ノズル（５０）とを備え、前記ノズル先端が、環状本体を備え、前記環状本体が、少なくとも１つのパイロット燃料出口（１０２）と、複数の蒸気出口（１０６）と、複数の一次燃料出口（１０４）とを備え、前記少なくとも１つのパイロット燃料出口が、予備選択されたエンジン動作時にのみパイロット燃料を前記燃焼器へと排出するように構成され、前記複数の一次燃料出口が、前記複数の蒸気出口と同一半径に配置されて円周方向に位置合せされる、ガスタービンエンジン。
   
10. 前記複数の一次燃料出口（１０４）がそれぞれ、円周方向に離隔された隣接する１対の蒸気出口（１０６）の間に配置される、請求項９記載のガスタービンエンジン（１０）。
11. 前記一次燃料出口（１０４）からの一次燃料及び前記蒸気出口（１０６）からの蒸気が、異なる排出角度で前記ノズル先端（１００）から排出されることを特徴とする、請求項１に記載のノズル先端。
12. 前記一次燃料出口（１０４）からの一次燃料及び前記蒸気出口（１０６）からの蒸気が、異なる排出角度で前記ノズル先端（１００）から排出されることを特徴とする、請求項９に記載のガスタービンエンジン。

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