JP6143891B2

JP6143891B2 - ガスタービンエンジン用の多管燃料供給通路を備えるノズル

Info

Publication number: JP6143891B2
Application number: JP2015557008A
Authority: JP
Inventors: ウィリアムズスティーヴン; エイ．フォックスティモシー; スキルプレインハード
Original assignee: Siemens AG
Current assignee: Siemens AG
Priority date: 2013-02-06
Filing date: 2014-02-05
Publication date: 2017-06-07
Anticipated expiration: 2034-02-05
Also published as: CN104969003A; EP2954260A1; US20150047361A1; JP2016508593A; US9562692B2; RU2015137433A; EP2954260B1; CN104969003B; WO2014123955A1

Description

関連出願の相互参照
本願は、引用したことによりその開示全体が本明細書に組み入れられる、“MULTI-TUBE FUEL PASSAGEWAY”という名称の２０１３年２月６日に出願された米国仮特許出願第６１／７６１３７７号明細書の利益を請求する。

発明の分野
本発明は、ガスタービンエンジン、特に、ガスタービンエンジン用の燃焼器におけるパイロットノズルに関する。

発明の背景
パイロットノズルは、燃料／空気混合物に点火するためにガスタービンエンジンにおいて使用される。特に、パイロットノズルは、パイロットノズルの下流に配置された燃焼ゾーンにおいて液体燃料及び／又は気体燃料と空気との混合物に点火する。燃料／空気混合物の別の部分を燃焼させるために、主燃料ノズルを含む付加的な燃料ノズルも提供されている。燃料及び空気は、通常、旋回ゾーンにおいて混合させられ、燃焼ゾーンにおいて点火されて、高エネルギ流体流れを発生し、高温の作動ガスを生じ、この高温の作動ガスがタービンセクションへ搬送されて、ガスタービンエンジンのための作動出力を取り出す。

米国及び外国における厳しいエミッション要求は、ガスタービンエンジンの燃焼器セクションに対する設計の改良を要求しており、この改良は、低いＮＯｘエミッション及びより低いＣＯ、ＶＯＣ及び粒子状物質エミッションで作動するための超低ＮＯｘ（ＵＬＮ，Ｕｌｔｒａ−ＬｏｗＮＯｘ）燃焼器の提供を含む。このようなＵＬＮ設計は、デュアル燃料ＵＬＮパイロットノズルを有することができ、これは、エミッションをできるだけ減じるために、様々な作動条件における燃焼プロセスの制御を容易にする。

発明の概要
発明の一態様によれば、燃焼器において作動するための燃料ノズルが提供される。燃料ノズルは中央ボディを有し、この中央ボディは、外径を有する概して円筒の形状を規定している。中央ボディの端部にはノズル先端部が配置されている。複数の燃料管が中央ボディの外径に沿って延びており、各燃料管は、燃料をノズル先端部から燃焼器の燃焼室内へ排出するためにノズル先端部に係合した出口端部を有する。

複数の燃料管は、中央ボディの周囲において周方向に互いに等間隔で離間されていてよい。

燃料管は、中央ボディに沿って長手方向に、かつ中央ボディの周囲に周方向に延びるらせんとして構成されていてもよい。

３つの燃料管が、互いに等間隔で離間されていてよい。

ノズル先端部は、外側及び内側を有するディスク状構造であってよく、燃料通路は内側から外側まで延びていてよく、各燃料管は、それぞれの燃料通路に接続された出口端部を有してよい。

外側スリーブは、燃料管を包囲し、外側スリーブと中央ボディとの間に環状空間を形成してよく、空気源は環状空間に空気を供給してよく、空気通路は、内側における空気通路の入口端部から出口側までノズル先端部を貫通して延びていてよく、空気通路の内側端部は、空気をノズル先端部の外側へ搬送するための環状空間へ開口していてよい。

支持部材は、空気源とノズル先端部との間の長手方向位置において外側スリーブから中央ボディまでにわたって延びていてよく、支持部材は、燃料管を外側スリーブ及び中央ボディのそれぞれから所定の間隔に配置するように燃料管に係合している。支持部材は、空気が空気源からノズル先端部まで通過するための複数の小孔を有する環状のリング部材であってよい。

中央ボディは、ノズル先端部に隣接して燃料／空気混合物に点火するための火花を生ぜしめるためにノズル先端部において遠位端部を有する点火装置であってよい。

ノズル先端部は、ノズル先端部直径を規定する円形の部材であってよく、燃料管は、燃料管の周囲を包囲した、ノズル先端部直径よりも大きくない直径を規定する仮想円内に配置されていてよい。

燃料供給源から燃料を受け取る燃料プレナムを有するノズルベースが設けられてよく、ノズル先端部とは反対側の各燃料管の端部は、燃料プレナムに流体連通して接続されていてよい。

発明の別の態様によれば、ガスタービンエンジン用の燃焼器用のパイロット燃料ノズルが提供される。ノズルは、ノズルの長手方向中心に沿って延びた、外径を有する概して円筒の形状を規定する中央ボディを形成する点火装置を有する。ディスク状のノズル先端部は、ノズル先端部の内側から外側まで延びた複数の周方向に離間した燃料通路と、ノズル先端部の内側から外側まで延びた複数の周方向に離間した空気通路とを有する。中央ボディは、ノズル先端部に隣接して燃料／空気混合物に点火するための火花を生ぜしめるためにノズル先端部の中央を貫通して延びる遠位端部を有する。複数の燃料管が中央ボディの外径に沿って延びており、各燃料管は、燃料をノズル先端部から燃焼器の燃焼室内へ排出するためにノズル先端部の内側に係合した出口端部を有する。外側スリーブは、燃料管を包囲しており、外側スリーブと中央ボディとの間のノズル先端部の空気通路と流体連通した環状空間を形成している。

外側スリーブは、環状の拡散通路と、燃料管を包囲する環状の予混合通路とを有してよく、拡散通路及び予混合通路は、それぞれのガス流をノズルベースからノズル先端部に向かって搬送する。

中央ボディは、ノズルベースに支持されていてよい。

支持部材は、ノズルベースとノズル先端部との間の長手方向位置において外側スリーブから中央ボディまでにわたって延びていてよく、支持部材は、燃料管を外側スリーブ及び中央ボディのそれぞれから所定の間隔に配置するように燃料管に係合している。支持部材は、空気がノズルベースに隣接した位置からノズル先端部まで通過するための複数の小孔を有する環状のリング部材であってよい。

空気源は、ノズルベースを介して環状空間へ空気を供給してよい。

明細書は、本発明を特に指摘し、かつ本発明を明瞭に請求する請求項によって結論づけるが、本発明は、同じ参照符号が同じ要素を表している添付の図面に関連した以下の説明からより理解されると考えられる。

本発明の態様によるパイロットノズルの部分的な断面図である。パイロットノズルのノズル先端部の透視図である。図１における線３−３に沿った断面図である。図１のパイロットノズルを組み込んだ燃料供給システムの概略図である。代替的ならせん状の構成で配置された燃料管を有するパイロットノズルの透視図である。

発明の詳細な説明
好適な実施の形態の以下の詳細な説明において、その一部を形成する添付の図面が参照され、図面には、例として、限定としてではなく、発明が実施されてよい特定の好適な実施の形態が示されている。本発明の思想及び範囲から逸脱することなく、その他の実施の形態が使用されてもよく、変更がなされてもよいことが理解されるべきである。

発明の一態様によれば、ガスタービンエンジンにおける燃焼システム用のパイロットノズルが提供されており、燃料通路が提供されている。燃料通路は、封止された流路を保証しており、ノズルを形成する構成部材の熱的移動を提供するように単純化されている。特に、発明の一態様は、ノズルの端部に形成された出口へ燃料を直接に搬送するための複数の燃料管の提供を含む。また、本発明の燃料ノズルは、同じパッケージサイズ内にはめ込まれるように形成された従来のパイロットノズルの燃料及び空気の流れを依然として提供しながら、固定された点火装置を提供することができる。複数の燃料管は、ノズルにおいて中央に配置された点火装置を包囲する、冷却空気を搬送するための環状空間において組み合わせることができ、ノズルの出口端部へ燃料油を搬送するために中央通路を利用していた従来のパイロットノズルと同じサイズの空間的エンベロープ内にはめ込むことができるノズル構成部材のパッケージングを提供する。

図１は、本発明の複数の態様により構成されたパイロットノズル１０を示している。以下の説明からさらに理解されるように、ノズル１０は、ＵＬＮ燃焼システムの一部を形成することができ、概して符号１２で示された燃焼器の燃焼室における燃焼を促進するために複数の燃料流を提供する。

図１及び図４に示したように、パイロットノズル１０は、ノズルベース１４と、ノズルベース１４から長手方向に延びる外側スリーブ１６と、ノズルベース１４から遠位の外側スリーブ１６の端部に配置されたディスク状のノズル先端部１８とを有する。発明の一態様によれば、点火装置２０は、ノズル１０の長手方向中心２２に沿って延びる中央ボディ１９を形成している。点火装置２０は、外径を規定する外面２４を有する概して円筒の形状（図３）を規定しており、ノズルベース１４に支持された近位端部２６を有し、ノズル先端部１８において中央開口３０を貫通して延びる遠位端部２８を有する。点火装置２０の遠位端部２８は、開口３０において火花を生ぜしめるための点火装置２０の減じられた直径の末端部として形成することができる。点火装置２０は、ノズル先端部１８に隣接した燃焼室１２内の燃料／空気混合物に点火するために、点火装置２０とノズル１０の隣接する部分、例えば、ノズル先端部１８との間に火花を生ぜしめるように、電圧源３１（図４）などを介して通電することができる。点火装置２０は、以下で説明するように、燃料管を支持するための半径方向内側支持構造を形成するように、固定された構造的部材として機能する。

図１、図２及び図４を参照すると、複数の燃料管３２は、点火装置の外面２４によって規定された外径に沿って延びており、以下でさらに説明するように、点火装置２０から所定の小さな間隔に維持されている。各燃料管３２は、ノズルベース１４と係合した入口端部３４（図４）と、ノズル先端部１８の内側３８に係合した出口端部３６（図１）とを有する。ノズル先端部１８は、内側３８から、ノズル先端部１８の外側４４における燃料出口又は出口４２まで延びる燃料通路４０を有する。燃料管３２及び関連する燃料通路４０は、点火装置２０の周囲（図３）及びノズル先端部１８の周囲（図２）に周方向に互いに等間隔で離間させられており、燃料をノズル先端部１８から燃焼器の燃焼室１２内へ排出するために、燃料油を搬送するために設けられている。

好適な実施の形態において、３つの燃料管３２及び関連する燃料通路４０が設けられているが、本発明は、異なる数の複数の燃料管３２及び通路４０を含み得ることが理解されよう。したがって、この典型的な実施の形態では、燃料管３２及び燃料通路４０は、１２０°だけ離れて配置されていてよい。発明の別の態様によれば、燃料管３２は、ノズルベース１４に形成された、ノズルベース１４の周囲に延びる共通の燃料プレナム４６と流体連通しており、この共通の燃料プレナム４６から調量された燃料をそれぞれ受け取ることができる。燃料プレナム４６は、燃料供給部５０から燃料油を受け取ることができ、同じ燃料流が各燃料通路出口４２から排出されることを保証するために、等しい量の燃料流を複数の燃料管３２のそれぞれに提供するように構成されている。

外側スリーブ１６は、燃料管３２を包囲しており、外側スリーブ１６と点火装置２０との間に環状空間５２を形成している。環状空間５２は、ノズル先端部１８の内側３８から外側４４まで延びる複数の空気通路５４と流体連通している。空気通路５４は、ノズル先端部１８の周囲において周方向に離間させられており、好適には、各燃料通路出口４２に隣接して少なくとも１つの空気通路５４を有している。空気通路５４からの空気は、空気通路５４の入口端部５３から出口端部５５へ通過し、ノズル先端部１８の外面４４にフィルム冷却を提供し、外面４４の過熱及びコークス化の可能性を低減することができる。ここに例示されているよりも多くの空気通路５４を設けることができることが理解されるであろう。さらに、空気通路５４は、ノズル先端部１８のためのヒートシールド５６に冷却空気流を付加的に提供するなどのために、ノズル先端部１８における様々な位置に位置決めすることができる。

環状空間５２に空気を提供するために、空気源５８はノズルベース１４に接続されている。ノズルベース１４における空気源５８から供給される空気は、燃料管３２の間の環状空間５２を通ってノズル先端部１８まで長手方向に通過することができる。したがって、環状空間５２は、ノズル先端部１８に提供される２つの流体流れ、すなわち燃料油及び冷却空気のための導管を形成することができる。加えて、環状通路５２における冷却空気は、点火装置２０の外面と接触し、環状通路５２を通ってノズル先端部１８へ通過しながら点火装置２０に冷却を提供することができる。

図３を参照すると、燃料管３２は、点火装置２０及び外側スリーブ１６の内壁６０に対して半径方向に間隔を置いて支持されている。管３２は、支持部材６２によって所定の半径方向位置に維持することができる。例示された構成では、支持部材６２は、外側スリーブ１６の内壁６０から点火装置２０まで延びる環状のリング部材６４を形成する環状のプレートによって形成されている。したがって、点火装置２０及び内壁６０は、支持部材６２を支持するための支持構造を形成している。環状のリング部材６４は、環状空間５２の長手方向でリング部材６４を通る空気の通過を可能にするための複数の小孔６６を有する。支持部材６２は１つのリング部材６４のみによって例示されているが（図１）、管３２を支持するために必要に応じてあらゆる数のリング部材６４が設けられてよいことが理解されよう。さらに、リング部材６４を通る空気の通過は円形の小孔６６によって例示されているが、小孔６６は、リング部材６４が管３２に十分な支持を提供することを可能にしつつ、空気通路５４への十分な空気流体積を可能にするあらゆる構成の開口を含み得る。

燃料管３２は、燃料管３２の周囲を包囲した、ノズル先端部１８の外径Ｄ₂（図１）よりも大きくない直径Ｄ₁（図３）を有する仮想円によって規定することができるコンパクトな半径方向エンベロープに配置されている。発明の一態様によれば、Ｄ₁及びＤ₂について説明したように、制限された領域に配置された複数の燃料管３２は、従来のＵＬＮパイロットノズル設計のために割り当てられた領域に対応する領域内に位置決めすることができるコンパクトなパッケージとしてのパイロットノズル１０の形成を容易にする。

図１及び図３を参照すると、外側スリーブ１６は、ガス流をノズルベース１４から外側スリーブ１６の下流位置へ案内するための、環状通路５２を包囲した付加的な通路を形成している。特に、外側スリーブ１６は、加えて、外側スリーブ１６の外面を規定する外壁６８と、内壁及び外壁６０，６８に対して半径方向に間隔を置かれて配置された中間壁７０とを有する。環状の拡散通路７２が、内壁６０と中間壁７０との間に形成されており、環状の予混合通路７４が、外壁６８と中間壁７０との間に形成されている。拡散通路７２は、所定の量の拡散燃料を拡散燃料源７６（図４）から、ノズル先端部１８に隣接した拡散出口７８へ搬送することができ、予混合通路７４は、所定の量の予混合燃料を予混合燃料源８０（図４）から、スワーラ８４の上流位置などの、拡散出口７８に対して上流位置に配置された、矢印８２によって示された出口へ搬送することができる。拡散燃料及び予混合燃料の提供は、ＵＬＮノズルについて公知のように、エミッションの低減を促進することができることが理解されよう。

外側スリーブ１６はスワーラ８４を貫通して延びており、外壁６８は、概して、スワーラ８４の内径と隣接している。したがって、既存の燃焼器構成内にはめ込むために、本発明のパイロットノズル１０は、燃焼システムにおける既存のスワーラ８４の内径に合致する、外壁６８によって規定された外径を備えて形成されている。既存のスワーラ８４内にパイロットノズル１０をはめ込むことに加えて、発明の一態様によれば、パイロットノズル１０は、ノズル１０の中央に固定された点火装置２０を付加的に提供しつつ、従来のＵＬＮノズルのために必要とされるような燃料油、冷却空気、拡散及び予混合流のために同じ流れを提供することができる。

図５を参照すると、パイロットノズル１０の代替的な構成が例示されており、この場合、燃料管３２は、中央ボディ１９に沿って長手方向に、かつ中央ボディ１９の周囲に周方向に延びるらせんとして構成されており、環状通路５２を通過する冷却空気のためのらせん状経路を形成することができる。ノズル１０の長手方向中心２２に対して燃料管３２を角度づけることは、ノズル１０における構成部材の熱的移動に応答した管３２のたわみを容易にすることができると考えられている。すなわち、管３２は、長手方向中心２２に対して平行な方向でのノズル構成部材の熱的移動の際の熱応力を緩和するように曲がることができる、及び／又は管３２は、管３２を形成する材料の熱的移動、例えば熱膨張に応答して曲がる、すなわち長手方向中心２２に対して横方向に移動することができる。

本発明のパイロットノズル１０は、中心ボディ１９を形成する点火装置２０を含む好適な実施の形態を特に参照して説明されているが、中心ボディ１９は、パイロットノズル１０の長手方向中心２２に沿って延びるその他の延在した構造を含むことができる。例えば、中央ボディ１０は、代替的に、別の流体又はガスをノズル先端部１８へ搬送するための付加的な通路を含むことができる。

加えて、燃料管３２は、好適な実施の形態では、燃料油を搬送するように開示されているが、その他の流体を、燃料管３２を通じて搬送することができることに留意されたい。例えば、燃料管３２は、拡散天然ガス段用のノズル先端部１８へ天然ガスを搬送するために使用することができ、この場合、拡散通路７２は、望まれるならば別の流体を搬送するために使用されてよいが、これに限定されるわけではない。

本発明の特定の実施の形態が例示及び説明されているが、発明の思想及び範囲から逸脱することなく様々なその他の変更及び改変をなし得ることは当業者に明らかであろう。したがって、本発明の範囲に包含される全てのこのような変更及び改変を添付の請求項において網羅しようとするものである。

Claims

燃焼器において作動するための燃料ノズルであって、該燃料ノズルは、
外径を有する概して円筒の形状を規定する中央ボディと、
該中央ボディの端部に配置されたノズル先端部と、
前記中央ボディの前記外径に沿って延びる複数の燃料管であって、各燃料管は、前記ノズル先端部から前記燃焼器の燃焼室への燃料の供給のために前記ノズル先端部に係合した出口端部を有する燃料管と、
外側スリーブであって、前記燃料管を包囲し、前記外側スリーブと前記中央ボディとの間に環状空間を形成する外側スリーブと、を備えており、
前記燃料管は、前記環状空間内に長手方向に延びて該環状空間内に燃料の各流れを形成し、
前記環状空間は、該環状空間内に１つの空気の流れを形成する空気を受け取るように流体連通されており、前記環状空間は、前記燃料の各流れおよび前記空気の流れのための共通の導管を形成し、前記燃料管は、前記中央ボディに沿って長手方向に、かつ前記中央ボディの周囲に周方向に延びるらせんとして構成されており、
前記中央ボディは、前記ノズル先端部に隣接して燃料／空気混合物に点火するための火花を生ぜしめるために前記ノズル先端部において遠位端部を有する点火装置である、
ことを特徴とする、燃焼器において作動するための燃料ノズル。
前記複数の燃料管は、前記中央ボディの周囲で周方向に互いに等間隔で離間されている、請求項１記載の燃料ノズル。
３つの前記燃料管が、互いに等間隔で離間されている、請求項２記載の燃料ノズル。
前記ノズル先端部は、外側及び内側を有するディスク状構造であり、燃料通路は前記内側から前記外側まで延びており、各燃料管は、それぞれの燃料通路に接続された出口端部を有する、請求項１記載の燃料ノズル。
前記環状空間に前記空気を供給する空気源と、
空気通路であって、前記内側における前記空気通路の内側端部から前記外側まで前記ノズル先端部を貫通して延びており、前記空気通路の前記内側端部は、空気を前記ノズル先端部の前記外側へ搬送するために前記環状空間へ開放している、空気通路と、を備える、請求項４記載の燃料ノズル。
前記空気源と前記ノズル先端部との間の長手方向位置において前記外側スリーブから前記中央ボディまでにわたって延びる支持部材を備え、該支持部材は、前記燃料管を前記外側スリーブ及び前記中央ボディのそれぞれから所定の間隔に配置するように前記燃料管に係合している、請求項５記載の燃料ノズル。
前記支持部材は、空気が前記空気源から前記ノズル先端部まで通過するための複数の小孔を有する環状のリング部材である、請求項６記載の燃料ノズル。
前記ノズル先端部は、ノズル先端部直径を規定する円形の部材であり、前記燃料管は、該燃料管の周囲を包囲した、前記ノズル先端部直径よりも大きくない直径を規定する仮想円内に配置されている、請求項１記載の燃料ノズル。
燃料供給源から燃料を受け取る燃料プレナムを有するノズルベースを備え、前記ノズル先端部とは反対側の前記各燃料管の端部は、前記燃料プレナムに流体連通して接続されている、請求項１記載の燃料ノズル。
ガスタービンエンジン用の燃焼器用のパイロット燃料ノズルであって、
中央ボディを形成する点火装置であって、前記中央ボディは、前記パイロット燃料ノズルの長手方向中心に沿って延びており、かつ外径を有する概して円筒の形状を規定している、点火装置を備え、
ディスク状のパイロット燃料ノズル先端部であって、該ディスク状のパイロット燃料ノズル先端部の内側から外側まで延びる複数の周方向に離間した燃料通路と、前記ディスク状のパイロット燃料ノズル先端部の前記内側から前記外側まで延びる複数の周方向に離間した空気通路とを有する、ディスク状のパイロット燃料ノズル先端部を備え、
前記中央ボディは、前記ディスク状のパイロット燃料ノズル先端部に隣接して燃料／空気混合物に点火するための火花を生ぜしめるために前記ディスク状のパイロット燃料ノズル先端部の中央を貫通して延びる遠位端部を有し、
前記中央ボディの外径に沿って延びる複数の燃料管を備え、該各燃料管は、前記ディスク状のパイロット燃料ノズル先端部から前記燃焼器の燃焼室内への燃料の供給のために前記ディスク状のパイロット燃料ノズル先端部の内側に係合した出口端部を有し、
外側スリーブであって、前記燃料管を包囲し、かつ前記外側スリーブと前記中央ボディとの間に前記ノズル先端部の空気通路と流体連通した環状空間を形成する、外側スリーブを備えており、
前記燃料管は、前記環状空間内に長手方向に延びて該環状空間内に燃料の各流れを形成し、
前記燃料管は、前記中央ボディに沿って長手方向に、かつ前記中央ボディの周囲に周方向に延びるらせんとして構成されており、
前記環状空間は、該環状空間内に１つの空気の流れを形成する空気を受け取るように流体連通されており、前記環状空間は、前記燃料の各流れおよび前記空気の流れのための共通の導管を形成する、
ことを特徴とする、ガスタービンエンジン用の燃焼器用のパイロット燃料ノズル。
前記ディスク状のパイロット燃料ノズル先端部は、パイロット燃料ノズル先端部直径を規定する円形の部材であり、前記燃料管は、該燃料管の周囲を包囲した、前記パイロット燃料ノズル先端部直径よりも大きくない直径を規定する仮想円内に配置されている、請求項１０記載のパイロット燃料ノズル。
燃料供給源から燃料を受け取る燃料プレナムを有するパイロット燃料ノズルベースを備え、前記ディスク状のパイロット燃料ノズル先端部とは反対側の各燃料管の端部は、前記燃料プレナムに流体連通して接続されている、請求項１０記載のパイロット燃料ノズル。
前記外側スリーブは、前記燃料管を包囲する環状の拡散通路及び環状の予混合通路とを有し、前記拡散通路及び前記予混合通路は、それぞれのガス流を前記パイロット燃料ノズルベースから前記ディスク状のパイロット燃料ノズル先端部に向かって搬送する、請求項１２記載のパイロット燃料ノズル。
前記中央ボディは、前記パイロット燃料ノズルベースに支持されている、請求項１２記載のパイロット燃料ノズル。
前記パイロット燃料ノズルベースと前記ディスク状のパイロット燃料ノズル先端部との間の長手方向位置において前記外側スリーブから前記中央ボディまでにわたって延びる支持部材を備え、該支持部材は、前記燃料管を前記外側スリーブ及び前記中央ボディのそれぞれから所定の間隔に配置するように前記燃料管に係合している、請求項１２記載のパイロット燃料ノズル。
前記支持部材は、空気が前記パイロット燃料ノズルベースに隣接した位置から前記ディスク状のパイロット燃料ノズル先端部まで通過するための複数の小孔を有する環状のリング部材である、請求項１５記載のパイロット燃料ノズル。
前記パイロット燃料ノズルベースを介して前記環状空間へ前記空気を供給する空気源を備える、請求項１６記載のパイロット燃料ノズル。