JP6557463B2 - 予混合パイロットノズルを備える燃料噴射器 - Google Patents

Description

本発明は、概して、タービン翼を駆動して、この翼に取り付けられたシャフトを回転させる高温ガス流を生成する、空気と混合した炭化水素燃料を燃焼させるガスタービン機関に関し、さらに具体的には、より低い酸化窒素を達成する一方で、燃料および空気を予混合するパイロットノズルを有する機関の燃料噴射器に関する。

ガスタービン機関は、多数のアプリケーションのための電力を生成するために幅広く用いられる。従来のガスタービン機関は、圧縮器、燃焼器、およびタービンを含む。典型的なガスタービン機関において、圧縮器は、圧縮空気を燃焼器に提供する。燃焼器に入る空気は、燃料と混合して燃焼させられる。燃焼高温ガスは、燃焼器から排出され、翼に接続されたタービンのシャフトを回転させるように、タービンの翼内に流れ込む。回転シャフトの力学的エネルギーのいくらかは、圧縮器および／または他の機械的システムを駆動する。

政府の規制は、酸化窒素の大気への放出を嫌うため、ガスタービン機関の作動の副産物としてのそれらの産出物は、許容レベル以下に維持されようとしている。燃料−空気混合は、ガスタービン機関の燃焼高温ガス内で生成された酸化窒素のレベルと機関の性能との両方に影響する。ガスタービン機関は、機関の燃焼器内で燃料−空気混合を促進するために、１つ以上の燃料ノズルを用いて空気と燃料を取り入れてもよい。燃料ノズルは、ガスタービン機関の先端部内に設置されてもよいし、燃料入力と混合される空気流を取り入れるように構成されてもよい。典型的に、各燃料ノズルは、燃料ノズルの内側に設置された中心胴体によって内部で支持されてもよい。

ガスタービン機関内で燃焼過程を表現している種々のパラメータは、酸化窒素（ＮＯｘ）の生成と相関する。例えば、燃焼反応域における非常に高いガスの温度は、非常に多い量の酸化窒素の生成に関与する。これらの温度を下げる１つの方法は、燃料空気混合気を予混合し、燃料対燃焼させられる空気の比率を下げることである。燃料対燃焼させられる空気の比率が下がるにつれ、酸化窒素の量も下がる。しかしながら、ガスタービン機関の性能にはトレードオフがある。燃料対燃焼させられる空気の比率が下がるため、噴射器の口火が燃え尽きる傾向が高まり、そのため、ガスタービン機関の作動が不安定になる。希薄（燃料が不十分）過ぎる空気／燃料混合による消火された炎によって特徴づけられる、いわゆるリーンブロウアウト（ＬＢＯ）事象は、排出量を増加させ、燃焼器効率を減少させる。

米国特許第６４４６４３９号明細書は、その全体があらゆる目的にかなう参照により本明細書に組み込まれ、空気との混合が起こる中心胴体内で環状流路に燃料を噴射させ、予混合された空気と燃料の混合気は、その後、旋回させられ、旋回パイロットとして噴射される。しかしながら、非常に低いレベル、すなわち３百万分率（ｐｐｍ）以下のＮＯｘ排出量での燃焼安定性は、この方法では達成され得ない。

このように、非常に低いレベル、すなわち３百万分率（ｐｐｍ）以下のＮＯｘ排出量での燃焼安定性の必要性が存在する。多少の増減およびタービン周辺の不均一性を伴う、非常に低いレベルのＮＯｘ排出量を達成するためには、燃料噴射器の安定した作動（すなわち、ＬＢＯの大幅に改善された回避）が必要とされる。

米国特許出願公開第２０１０／０２９３９５５号明細書

本発明の態様および利点は、以下の説明において記載され、またはその説明から自明になる場合もある、または本発明の実践を通して習得されてもよい。

本明細書で使用されるように、スウォズルか予混合パイロットかのどちらかであるが、それらの両方ではない１つの噴射構成部品にのみ燃料を供給する燃料供給回路は、能動的燃料供給を構成すると考えられている。燃料をスウォズルに供給して、その後、燃料を予混合されたパイロットに供給する燃料回路は、燃料を能動的にスウォズルに供給し、かつ受動的に予混合パイロットに供給すると考えられている。バルブまたは燃焼ハードウェアの外部の他のデバイスによって能動的に制御／調整された空気回路は、能動的空気供給を構成すると考えられている。燃焼ハードウェアの内部の固定されたオリフィスまたは流路によって制御された空気流は、受動的空気供給であると考えられている。

本発明の予混合パイロットノズルを備える燃料噴射器の一実施形態は、本噴射器の中心胴体の下流端で、予混合パイロットノズル内に形成された複数の予混合流路から、ガスタービンの燃焼域内に、予混合された燃料および空気を噴射するための装置を含む。予混合パイロットノズルには、能動的空気供給から強制空気が、または上流に配置された従来のスウォズル内のカーテン空気孔を通して予混合パイロットノズルから供給された受動的空気が供給されてもよい。予混合パイロットノズルには、従来のスウォズルから下流に、かつ燃料噴射器の先端部ボリュームに供給された圧縮空気から燃料噴射器の周壁を通して供給された受動的空気が供給されてもよい。予混合パイロットノズルには、能動的か受動的かのどちらかで、燃料が供給されてもよい。受動的燃料供給は、予混合パイロットノズル壁を通して従来のスウォズル燃料プレナム間に燃料チャネルを付加し、この燃料を予混合パイロットノズルの予混合流路に噴射することによって、供給され得る。予混合パイロットノズルは、従来的に、またはオイルカートリッジに内蔵された後装式回路の一部として、供給される燃料を有してもよい。

本発明の別の実施形態において、燃料は、オイルカートリッジからパイロット予混合管内に噴射され得るだろう。

当業者は、本明細書を検討するにあたり、このような実施形態や他の実施形態の特徴や態様をよく理解するであろう。

当業者にとって最良の形態を含む本発明の完全かつ実施可能な開示は、添付の図面に対する参照を含む本明細書の残りの部分に特に具体的に記載される。

本技術のある実施形態による、燃焼器に連結された燃料ノズルを有するタービンシステムのブロック図である。 本開示のガスタービンシステムのいくつかの部分の断面図である。 本発明の実施形態による、予混合パイロットノズルを備える燃料ノズルの断面図の概略図である。 図３に示される本発明の実施形態による、予混合パイロットノズルの一部の図５における線４−４に沿った断面図の概略図である。 図３に示される本発明の実施形態による、予混合パイロットノズルの図４における線５−５に沿った断面図の概略図である。 本発明の別の実施形態による、予混合パイロットノズルを備える燃料ノズルの概略図である。 本発明の実施形態による、予混合パイロットノズルの図６における線７−７、または本発明の別の実施形態による、予混合パイロットノズルの図８における線７−７に沿った断面図の概略図である。 本発明の別の実施形態による、予混合パイロットノズルの図７における線８−８に沿った断面図の概略図である。 本発明の実施形態による、予混合パイロットノズルの図１０における線９−９に沿った断面図の概略図である。 本発明の実施形態による、予混合パイロットノズルの図９における線１０−１０に沿った断面図の概略図である。 本発明のさらなる実施形態による、予混合パイロットノズルを備える燃料ノズルの一部の断面図の概略図である。 本発明のさらに別の実施形態による予混合パイロットノズルを備える燃料ノズルの一部、かつ図１０において１２−１２で指定された視線に沿った、断面図の概略図である。 本発明のさらに別の実施形態による、予混合パイロットノズルを備える燃料ノズルの一部の断面図の概略図である。 本発明の付加的な実施形態による、後装式の予混合パイロットノズルを備える燃料ノズルの一部の図の概略断面図である。 本発明のさらなる実施形態による、後装式の予混合パイロットノズルを備える燃料ノズルの一部の図の概略断面図である。

本発明の本実施形態を詳細に参照すると、その１つ以上の例が添付の図面に示される。詳細な説明は、図中の特徴を参照するために、数字および文字の記号表示を使用する。図面や説明における類似または同様の記号表示が、本発明の類似または同様の部分を参照するために使用されている。

各例は、本発明を限定するのではなく、本発明を説明する目的で提供される。実際、修正および変更が本発明の範囲または精神を逸脱しない範囲でなされることは、当業者にとって自明であろう。例えば、一実施形態の一部として図示、または記載される特徴は、さらなる実施形態を生成するために、別の実施形態で使用されてもよい。このように、本発明が添付の請求の範囲およびそれらの同等物の範囲内にあるような修正および変更を網羅することが意図される。

本明細書に記載される範囲および限定は、所定の限定（すなわち、下位の範囲および下位の限定）内に設けられたすべての範囲を含むことが理解される。例えば、１００から２００の範囲は、１１０から１５０、１７０から１９０、１５３から１６２、および１４５．３から１４９．６の小範囲も含む。さらに、７までの限定は、約１から５および３．２から６．５までの小範囲などの限定内の小範囲に加えて５まで、３まで、および４．５までの小限定も含む。

図１を参照すると、ガスタービンシステム１０のいくつかの部分の単純な図が概略的に示される。タービンシステム１０は、タービンシステム１０を操作するために、天然ガスおよび／または水素リッチ合成ガスなどの液体またはガス燃料を使用してもよい。示されるように、複数の燃料ノズルアセンブリ１２は燃料供給１４を取り入れ、燃料を空気と混合し、空気／燃料混合を燃焼器１６に分配する。図２に示されるように、例えば、燃料ノズルアセンブリ１２は、ノズルフランジ２５によって燃焼器１６のエンドプレート２７に接続され、燃料は、燃焼器１６のエンドプレート２７を通して、受動的に、または能動的に各燃料ノズルアセンブリ１２に供給されてもよい。以下にさらに十分に説明されるように、燃料供給１４は、いくつかの異なる代替的な実施形態を呈する。例えば、図２に概略的に示されるように、燃料ノズルアセンブリ１２は、パイロットフランジ２９によって燃焼器１６のエンドプレート２７に接続された後装式の予混合パイロットノズル６０（図１５）を含んでもよい。例えば、図２および図６に概略的に示されるように、空気／燃料混合は、燃焼器１６内の燃焼チャンバ反応域３２において燃焼し、それによって高温加圧排出ガスを作り出す。図１に概略的に示されるように、燃焼器１６は、排出ガスを、タービン１８を通して排出出口２０に向ける。排出ガスがタービン１８を通過するため、このガスは、強制的に１つ以上のタービン翼に、シャフト２２をシステム１０の軸の回りに回転させる。シャフト２２は、シャフト２２に連結されてもよい翼も含む圧縮器２４を含む、タービンシステム１０の種々の構成部品に接続してもよい。タービン１８のシャフト２２が回転するため、圧縮器２４内の翼も回転し、それによって、空気取入口２３からの空気を加圧し、圧縮空気を、燃焼器の先端部ボリューム１３および／または燃料ノズル１２に押し込む。シャフト２２は、例えば、発電所における発電機または航空機のプロペラなどの、車両または静的荷重であってもよい、機械荷重２８にも接続される場合がある。荷重２８は、タービンシステム１０の回転出力によって駆動することが可能な任意の適切なデバイスを含んでもよい。

図２は、図１に概略的に示されるタービンシステム１０のある実施形態の部分の断面側面図を示す。図２に示されるタービンシステム１０の実施形態は、燃焼器１６の先端部ボリューム１３の内部に設置される一対の燃料ノズル１２を含む。各図示された燃料ノズル１２は、集団および／または独立型の燃料ノズルにともに組み込まれている複数の燃料ノズルを含んでもよく、各図示された燃料ノズル１２は、少なくとも実質的に、または全体的に、内部構造支持（例えば、耐荷重流体流路）に依存する。動作中、空気は、空気取入口を通してタービンシステム１０に入り、圧縮器２４で加圧されてもよい。例えば、図２に概略的に示されるように、圧縮空気は、ディフューザ出口２６から、燃焼器１６の先端部ボリューム１３に入る。圧縮空気はその後、燃焼器１６内の燃焼のために、燃料（例えば、炭化水素ガスまたは液）と混合してもよい。例えば、燃料ノズル１２は、最適燃焼、排出量、燃料消費量、および出力のための適切な割合で、燃料空気混合気を燃焼器１６に噴射してもよい。

例えば、図３および図６に概略的に示されるように、ノズルアセンブリ１２の実施形態は、空気入口４０およびノズル出口４２を有して軸方向に延びる周壁３８によって形成され得る。中心胴体４４は、ノズルアセンブリ１２の縦中心軸に沿ってノズルアセンブリ１２内に延在する。例えば、図６に概略的に示されるように、中心胴体４４は、中心胴体４４の中空内部５１を画定する内側筒壁５４を含み得る。内側筒壁５４は、ノズルアセンブリ１２の中心または縦軸の回りに同心円状に配列され、中心胴体４４の下流端に空気を供給するために構成され配置される。

例えば図３および図６などの図面における３０で表される矢印は、その矢印が指している方向の空気の流れを概略的に示す。同様に、例えば、図４および図６などの図面における３１で表される矢印は、その矢印が指している方向の燃料の流れを概略的に示す。

例えば、図６に概略的に示されるように、中心胴体４４は、燃料のいくらかの部分をスウォズルに供給する環状燃料流路４６として構成される燃料供給流路であって、中心胴体４４を囲繞し、中心胴体４４および周壁３８間に半径方向に延在する、半径方向に方向付けられた燃料予混合噴射リング４８を画定する、燃料供給流路を、望ましくは画定し得る。半径方向に向けられた燃料予混合噴射リング４８に供給される燃料部分は、それが燃料予混合噴射リング４８にポンプで注入されるときに能動的に制御されるため、能動的燃料供給であると考えられている。図３および図６に概略的に示されるように、動作中、圧縮器２４（図３および図６に示されず）から出る加圧空気は、周壁３８および各燃料ノズルアセンブリ１２の中心胴体４４を画定する外壁４４間に画定される半径方向外側の空気流路５０に流れ込む。

燃料予混合噴射リング４８は、望ましくは、半径方向外側の空気流路５０内の翼４７を通って流れる空気を旋回させる旋回翼４７を含む。燃料出口開口４９（図３に図示せず）は、燃料予混合噴射リング４８の旋回翼４７を通して画定される。図６に概略的に示されるように、環状燃料流路４６からの燃料は、半径方向の燃料流路５２を通して燃料予混合噴射リング４８に流れ込み、燃料予混合噴射リング４８の旋回翼４７を通して画定される燃料出口開口４９（図３に図示せず）から出る。燃料出口開口４９から放出された燃料が、燃焼チャンバ反応域３２の上流の半径方向外側の空気流路５０において、燃料および空気を予混合するための、半径方向外側の空気流路５０に供給される。空気が空気旋回翼４７に対して向けられるため、旋回パターンが空気に与えられ、この旋回パターンは、空気と、空気旋回翼４７の燃料出口開口４９から通過空気流に放出される一次燃料との混合を促進する。半径方向外側の空気流路５０から出る空気／燃料混合は、燃焼チャンバ反応域３２に流れ込み、ここで空気／燃料混合が燃焼させられる。

図３、図４、および図５に概略的に示されるように、予混合パイロットノズル６０の例示的な実施形態は、複数の軸方向に延びる中空予混合流路６１を画定する。例えば、図３および図４に概略的に示されるように、予混合パイロットノズル６０は、中心胴体４４の下流端に接続される上流端に入口６７を有する。予混合パイロットノズル６０は、予混合パイロットノズル６０の上流端の軸方向反対側に配置される下流端に出口６８を有する。例えば、図４に概略的に示されるように、予混合パイロットノズル６０は、中心胴体４４の中空内部５１と流体連通する、軸方向に延在する内部チャネル５３を画定する。

例えば、図４に概略的に示されるように、各予混合流路６１は、中心胴体４４の下流端付近に配置された上流端を有する。各予混合流路６１の上流端は、流体が中空予混合流路６１に流れ込み、中心胴体４４の内部流路５１と流体連通することを認める入口開口６１ａを画定する。各予混合流路６１は、予混合流路６１の上流端の軸方向反対側に配置され、また予混合パイロットノズル６０の下流端付近に配置される下流端を有する。各予混合流路６１の各下流端は、流体が中空予混合流路６１から排出するのを可能にする出口開口６１ｂを画定する。

図３、図４、および図５に概略的に示される予混合パイロットノズル６０の実施形態において、予混合パイロットノズル６０における予混合流路６１は、予混合パイロットノズル６０の軸方向中心線３３（図４）の周辺に配置された複数の予混合管６４の中空内部として画定される。例えば、図４に概略的に示されるように、予混合パイロットノズル６０のこの実施形態における各予混合管６４は、予混合パイロットノズル６０の上流エンドプレート６５ａおよび下流エンドプレート６５ｂ間に軸方向に延在する。図５に概略的に示されるように、望ましくは約５．１ｃｍの直径を有する、予混合パイロットノズル６０の外周付近の円内に配列された予混合流路６１が、１７個、存在する。各予混合流路６１は、望ましくは、７．６ｃｍから１２．７ｃｍの範囲の軸長を有し、各予混合流路６１の直径は、望ましくは、６．３５ｍｍ以下であり、また望ましくは、２．５４ｍｍから５．１ｍｍの範囲を有する。予混合パイロットノズル６０のこの実施形態は、望ましくは、約３パーセントの空気／燃料混合を達成する。しかしながら、予混合パイロットノズル６０に形成された予混合流路６１の直径と数は、予期された動作状況下で最適と見なされる流れに依存し、望ましくは、所望の燃料および空気横圧の降下を維持しながら、混合を最大限にするように決定される。

図３、図４、および図５に示される例示的な実施形態において、燃料供給流路は、部分的には、中心胴体４４内に配置され、能動的に制御された燃料の供給を予混合パイロットノズル６０の前記複数の予混合流路６１に提供する、別個の燃料パイプ４５（図５の図には示されない）によって形成される。このため、予混合パイロットノズル６０に対する燃料の供給に関する限り、図３、図４、および図５に示される実施形態は、能動的燃料供給を用いる実施形態と見なされ得る。

例えば、図３に概略的に示されるように、燃料パイプ４５は、中心胴体４４の上流端に配置される上流端を有し、能動的に制御された燃料の源に接続するために構成される燃料流路を、内部に画定する。図３に概略的に示されるように、能動的に制御された燃料は、エンドプレート２７を通して端部燃料パイプ４５の上流に供給される。例えば、図３および図４に概略的に示されるように、燃料パイプ４５内に画定される燃料供給流路の部分は、中心胴体４４の下流端に配置され、前記複数の予混合流路６１の上流端と流体接続する下流端を有する。例えば、図４に概略的に示されるように、燃料パイプ４５の下流端は、予混合パイロットノズル６０の実施形態において定義される燃料プレナム６３（図３の図では識別できない）と流体連通して接続される。燃料プレナム６３は、燃料供給流路の一部を成す中空燃料流路であり、かつ、予混合パイロットノズル６０の上流端の周囲に延在し、予混合流路６１の上流端において、入口開口６１ａのちょうど下流の位置で各予混合流路６１の上流端と流体連通するように構成される。こうして、燃料パイプ４５は、中心胴体４４の下流端で予混合パイロットノズル６０に到達し、燃料を予混合パイロットノズル６０に供給する。

図３に概略的に示されるように、燃料予混合噴射リング４８（スウォズルとしても知られる）には、複数の副空気流路４３が設けられ、先端部ボリューム１３（図２）からの空気３０が、そこを通って、中心胴体４４の中空内部５１に受動的に入り、この受動的に供給された空気流３０は、中心胴体４４の下流端で下流方向に予混合パイロットノズル６０まで移動する。図４に概略的に示されるように、燃料−空気混合が予混合流路６１内で下流に移動する一方、中心胴体４４の中空内部５１において下流に移動する空気３０が、各予混合管６４によって画定される各予混合流路の各入口開口６１ａに入り、各予混合流路６１に噴射され、燃料−空気混合と継続的に混合する燃料と混合する。さらに、例えば、図４に概略的に示されるように、燃料プレナム６３は、各予混合流路６１に入る空気が燃料−空気混合気が、各流路６１から、その出口開口６１ｂを介して出る前に、各流路６１の軸長の大部分の上で燃料と混合する燃料に直面するように、予混合パイロットノズル６０の入口６７付近の各予混合流路６１と望ましくは連通する。このように、予混合パイロットノズル６０への空気および燃料の供給に関する限り、図３および４に示される実施形態は、受動的空気供給および能動的燃料供給を用いる実施形態と見なされ得る。

図６に示される例示的な実施形態において、図３から図５に示される実施形態と共通する要素は、図３から図５に含まれるものと同一の表示数字によって列挙される。しかしながら、予混合パイロットノズル６０への空気および燃料の供給に関する限り、図６に示される実施形態は、能動的空気供給および受動的燃料供給を用いる実施形態として見なされることが可能であり、この意味において図３および図４に含まれる実施形態とは異なる。

図６および図７の断面図に概略的に示されるように、予混合パイロットノズル６０の例示的な実施形態は、中心胴体４４の下流端に接続される上流端を有する。予混合パイロットノズル６０は、中心胴体４４の中空内部５１と流体連通する、軸方向に延在する内部チャネル５３を画定する。予混合パイロットノズル６０は、予混合パイロットノズル６０の上流端の軸方向反対側に配置された下流端を有する。図６および図７の断面図に概略的に示されるように、予混合パイロットノズル６０は、望ましくは軸方向に延在する内部チャネル５３の周辺に対照的に配列される、軸方向に延びる複数の中空予混合流路６１を画定する。各予混合流路６１は、中心胴体４４の下流端付近に配置される上流端であって、流体が、中空予混合流路６１に流れ込み、中心胴体４４の内部流路５１と流体連通することを可能にする入口開口６１ａを画定する、上流端を有する。図６に概略的に示されるように、能動的に制御された空気流３０は、中心胴体４４の内部流路５１に導入され、予混合パイロットノズル６０の中空予混合流路６１の入口開口６１ａの下流に流れる。各予混合流路６１は、予混合流路６１の上流端の軸方向反対側に配置され、予混合パイロットノズル６０の下流端の付近に配置される下流端を有する。各予混合流路６１の各下流端は、流体が、中空予混合流路６１から排出するのを可能にする出口開口６１ｂを画定する。

燃料は、エンドプレート２７（図２）から、環状燃料流路４６に流れ込む。図６に概略的に示されるように、半径方向の燃料流路５２は、環状燃料流路４６から燃料予混合噴射リング４８内に燃料を提供する。環状燃料流路４６からの能動的に制御された燃料のいくらかは、燃料出口開口４９から旋回翼４７内に方向転換され、環状燃料流路４６における下流の流れを継続し、燃料の受動的供給を中心胴体４４の下流端の予混合パイロットノズル６０に提供する。図６の断面図に概略的に示されるように、予混合パイロットノズル６０の例示的な実施形態は、各予混合流路６１を燃料の源に流体接続する燃料供給流路の一部を成す燃料入口６２を画定する。図６の実施形態において、燃料入口６２は、燃料を、予混合流路６１の入口開口６１ａのすぐ下流方向において、各予混合流路６１に噴射するように、環状燃料流路４６の下流端から円周方向内向きに延在する。中心胴体４４の中空内部５１において下流方向に移動する能動的に制御された空気流３０は、入口開口６１ａを介して予混合流路６１に入り、予混合パイロットノズル６０の予混合流路６１に供給される燃料の受動的供給と混合する。このようにして、予混合パイロットノズル６０において各予混合流路６１の入口開口６１ａに入る空気流は、各予混合流路６１に噴射される燃料を取り込みその燃料と混合し、燃料−空気混合が予混合流路６１内で下流方向に移動する一方、燃料−空気混合の混合を継続的に行う。

図８は、図６に示される図に類似しているが図７の線８−８に沿う断面図における、予混合パイロットノズル６０の別の例示的な実施形態を概略的に示す。図８において、図６および図７に示される実施形態と共通する要素は、図６および図７に含まれるものと同一の表示数字によって列挙される。しかしながら、図６および図７に示される実施形態とは異なり、図８の実施形態においては、いわゆる角度のある予混合流路６１が存在する。例えば、図８に概略的に示されるように、各予混合流路６１は、その画定壁が回りに同心円状に画定される予混合軸３４（図１２）を有する。例えば、図８に概略的に示されるように、この中心対称の予混合軸３４は、望ましくは、中心胴体４４および予混合パイロットノズル６０の中心対称軸３３に対して鋭角に配置される。各角度のある予混合流路６１のこの角度は、各予混合流路６１の出口開口６１ｂから排出される燃料−空気混合に、中心胴体４４の中空内部５１を通過した後、予混合パイロットノズル６０の軸方向に延在する内部チャネル５３内から出る空気の軸方向経路を横切る方向に半径方向内向きに向けられた成分を与える。各角度のある予混合流路６１もまた、予混合パイロットノズル６０の軸方向に延在する内部チャネル５３から出る空気流に渦を与える。

鋭角の大きさは、望ましくは、およそ４．５度であり、３度から６度の範囲の大きさであり得る。さらに、予混合パイロットノズル６０の長さが同一であると仮定すると、鋭角のために、図８に示される予混合パイロットノズル６０の実施形態の各予混合流路６１内の混合経路の長さは、望ましくは、図６および図７の実施形態における各予混合流路６１内で混合経路の長さに対して伸びる。望ましくは、予混合パイロットノズル６０の軸長は、７．６ｃｍから１２．７ｃｍの範囲の大きさであり、また望ましくは、およそ５ｃｍまたは予混合パイロットノズル６０の軸長の半分未満の直径を有する。予混合流路６１の直径は、望ましくは、２ｍｍから７ｍｍの範囲にある。しかしながら、予混合パイロットノズル６０に形成される予混合流路６１の直径および数は、予期される動作状況下で最適と見なされる所望の流れに依存し、望ましくは、所望の燃料の横圧の降下を維持しながら、混合を最大限にするように決定されるだろう。

図９および図１０は、図６に示される図に類似しているが、図９は図１０の線９−９に沿っており、図１０は図９の線１０−１０に沿う、断面図における、予混合パイロットノズル６０の別の例示的な実施形態を概略的に示す。図９および図１０において、図６から図８に示される実施形態と共通する要素は、図６から図８に含まれるものと同一の表示数字によって列挙される。しかしながら、図６から図８に示される実施形態とは異なり、図９および図１０に示される実施形態においては、予混合流路６１のうちの複数の環状の分類が提供される。予混合流路６１の内部の分類は、予混合流路６１の外部の分類の円周方向内向きに配置されている。例えば、図１０に概略的に示されるように、予混合パイロットノズル６０のこの実施形態は、望ましくは、３０個の予混合流路６１を含み、約２．５パーセントの空気／燃料混合を達成する。

例えば、図６から図１０に概略的に示される予混合パイロットノズル６０の実施形態において、予混合パイロットノズルは、望ましくは、固体円筒形の金属材料によって画定され、予混合流路６１の各々が、その金属材料を通して穴によって画定される。予混合流路６１の数および方位は、所望の燃料横圧の降下を維持しながら、空気／燃料混合を最大限にするように設定される。

図１１は、図８および図９に示される図に類似した断面図における、予混合パイロットノズル６０の別の例示的な実施形態を概略的に示す。図１１において、図６から図１０に示される実施形態と共通する要素は、図６から図１０に含まれるものと同一の表示数字によって列挙される。しかしながら、中心胴体４４の内部で、図１１の実施形態は、中央燃料流路３７を画定する円筒形の燃料カートリッジ３６を含み、数字３１によって示されるように、その中央燃料流路を通して、能動的に制御された燃料の供給が下流方向に流れる。図１１において３１で表される矢印によってさらに概略的に示されるように、また図６の構成と類似して、燃料の受動的供給とは、燃料予混合噴射リング４８（図１１には図示されず）に噴射される前に、燃焼器のエンドプレート２７（図１１には図示されず、図２を参照のこと）から環状燃料流路４６に流れ込む燃料の能動的供給から方向転換される燃料である。図１１に概略的に示されるように、燃料入口６２を介して中心胴体４４の中空内部５１に噴射されるのは、この方向転換した燃料３１の受動的供給である。

図１１において３０で表される矢印によってさらに概略的に示されるように、空気３０が能動的に供給され、中心胴体４４の中空内部５１を通して下流方向に流れ、一次燃料入口６２から出る燃料を、入口開口６１ａを通して下流方向に、予混合パイロットノズル６０における予混合流路６１内まで運搬する。このようにして、一次燃料入口６２を通過して移動する空気流は、中心胴体４４の中空内部５１に噴射される燃料を取り込みその燃料と混合し、予混合パイロットノズル６０における予混合流路６１の入口開口６１ａに入る。燃料−空気混合は、予混合流路６１内で下流方向に移動する一方、混合を継続的に行う。

さらに、図１１の実施形態は、一次燃料入口６２から下流方向に位置する内側筒壁５４を通して、二次燃料入口６２ａをさらに画定する。二次燃料入口６２ａは、燃料−空気混合が燃料で強化され、予混合流路６１内で下流方向に移動しながらその燃料と付加的な混合を行うように、燃料を直接、予混合流路６１内に噴射する。図１１に概略的に示されるように、一次燃料入口６２および二次燃料入口６２ａの両方は、望ましくは、下流方向に向かう角度で偏向される。図１１が、一次燃料入口６２および二次燃料入口６２ａの両方を有する予混合パイロットノズル６０の実施形態を示す一方、一次６２または二次６２ａの唯一のセットが、予混合パイロットノズル６０の所与の代替的な実施形態において提供され得ることが熟慮される。

図１０および図１２は、図８に示される図と類似した断面図における予混合パイロットノズル６０の別の例示的な実施形態を概略的に示すが、図１２は、図１０の線１２−１２に沿っている。図１０および図１２において、図６から図８に示される実施形態と共通する要素は、図６から図８に含まれるものと同一の表示数字によって列挙される。図１０および図１２に概略的に示される実施形態において、予混合パイロットノズル６０は、中心胴体４４の中空内部５１を画定する内側筒壁５４と、中心胴体を画定する外壁４４の一部として、一体的に形成される。このように、図１２に概略的に示されるように、内側筒壁５４が、予混合流路６１の半径方向内側の壁を画定する一方、中心胴体を画定する外壁４４は、予混合流路６１の半径方向外側の壁を画定する。

図１０および図１２に概略的に示される実施形態において、予混合流路６１のいくつかは、望ましくは、中心胴体４４および予混合パイロットノズル６０の中心対称軸３３に対して平行に配置される中心予混合軸３４（図１２）の回りに同心円状に画定される画定壁を有する。しかしながら、図６から図８に示される実施形態とは異なり、図１０および図１２に示される実施形態においては、予混合流路６１のうちの複数の環状の分類が提供され、このため、予混合流路６１の外部の環状の分類円周方向内向きに配置される予混合流路６１の内部の環状の分類が存在する。さらに、図１０および図１２に示される実施形態において、予混合流路６１のいくつかは、望ましくは、中心胴体４４および予混合パイロットノズル６０の中心対称軸３３に対して鋭角に配置される予混合軸３４の回りに同心円状に画定される画定壁を有する。

図１０および図１２に示される実施形態は、燃料供給流路が、部分的には、中心胴体４４内に配置され、燃料の予混合流路６１への供給の能動的制御を可能にする、別個の燃料パイプ４５によって形成される点が、図３、図４、および図５に示される例示的な実施形態に類似している。例えば、図１２において太線で概略的に示されるように、燃料パイプ４５は、中心胴体４４の上流端に配置される上流端を有し能動的に制御された燃料の源に接続するために構成される燃料流路を、内部的に画定する。数字３０で表される矢印によって図１２に概略的に示されるように、空気は、先端部ボリューム１３からのカーテン空気流路５７から予混合流路６１の入口開口６１ａに受動的に供給される。図１２に概略的に示されるように、燃料パイプ４５内に画定される燃料供給流路の一部は、中心胴体４４の下流端に配置され前記複数の予混合流路６１の上流端に流体接続する下流端を有する。燃料と、予混合流路６１内で下流方向に移動する空気の混合を最大限に促進するために、燃料パイプ４５は予混合流路６１の入口開口６１ａのすぐ下流方向において、予混合流路６１に、燃料を能動的に噴射する。このように、予混合パイロットノズル６０に対する空気および燃料の供給に関する限り、図１０および１２に示される実施形態は、受動的空気供給および能動的燃料供給を用いる実施形態として見なされ得る。

図１２に概略的に示されるように、各角度のある予混合流路６１の角度は、各角度のある予混合流路６１の出口開口６１ｂから排出される燃料−空気混合を、中心胴体４４の中空内部５１を通過した後、予混合パイロットノズル６０の軸方向に延在する内部チャネル５３内から出る空気の軸方向経路を横切る方向に円周方向内向きに向け、燃料および空気の流れに付加的な旋回を与えるように構成される。鋭角の大きさは、望ましくは、およそ４．５度であり、３度から６度の範囲の大きさであり得る。さらに、鋭角のために、図１２に示される予混合パイロットノズル６０の実施形態の各角度のある予混合流路６１内の混合経路の長さは、望ましくは、図１２の実施形態における中心胴体４４および予混合パイロットノズル６０の中心対称軸３３に対して完全に平行に延びる各完全に軸方向の予混合流路６１内の混合経路の長さに対して伸びる。

図１３は、図３に示される図に類似した断面図における予混合パイロットノズル６０のさらなる例示的な実施形態を概略的に示す。図１３において、図３から図５に示される実施形態と共通する要素は、図３から図５に含まれるものと同一の表示数字によって列挙される。図１３に概略的に示される実施形態において、燃料の受動的供給および空気の受動的供給は、予混合パイロットノズル６０の予混合流路６１に供給される。図１３の実施形態は、予混合流路６１が中心胴体４４の下流端の周囲に配列される構成で、予混合パイロットノズル６０を提供する。中心胴体４４の内部で、図１３の実施形態は、予混合流路６１の入口開口６１ａに流体接続する空気プレナム５６を含む。空気の受動的流は、先端部ボリューム１３（図２）から搬送され、軸方向に延びる周壁３８を通して延在する複数の半径方向の空気供給管５７を介して、空気プレナム５６に供給される。旋回翼４７における燃料出口開口４９のための燃料供給は、この燃料供給のうちのいくらかが燃料出口開口４９から方向転換され、軸方向に延在する燃料導管５５を介して搬送される燃料３１の受動的供給を空気プレナム５６に対して下流方向に供給するように、引き出される。図１３に概略的に示されるように、軸方向に延在する燃料導管５５の遠心端の各々は、半径方向の空気供給管５７が空気プレナム５６に接続する場所の近傍の半径方向の空気供給管５７内に延在する。この構成によって、燃料３１は、空気流３０が空気プレナム５６および予混合流路６１の入口開口６１ａに到達する前に、半径方向の空気供給管５７を介して供給される空気流３０に受動的に噴射される。予混合パイロットノズル６０の他の実施形態におけるように、燃料３１および空気３０は、予混合流路６１内で下流方向に移動しながら混合する。各予混合流路６１の出口開口６１ｂから出る燃料−空気混合は完全に混合され、こうしてより効率的に燃焼し、小さく、よく固定された予混合された炎を燃料ノズル１２の基部の近傍に提供し、こうして燃料ノズル１２から出る旋回燃料空気混合気を固定する。

図１４は、図１２に示される図に類似した断面図における予混合パイロットノズル６０のさらなる例示的な実施形態を概略的に示す。しかしながら、図１２の実施形態におけるように、図１４の実施形態が、予混合パイロットノズル６０に対する能動的燃料供給を有する一方、図１４の実施形態は、予混合パイロットノズル６０に対する能動的空気供給も有する。図１４において、図３から図５、図１２、および図１３に示される実施形態と共通する要素は、図３から図５、図１２、および図１３に含まれるものと同一の表示数字によって列挙される。図１４に概略的に示されるように、環状燃料流路４６からの燃料は、能動的に制御され、燃料予混合噴射リング４８に流れ込み、旋回翼４７を介して画定される燃料出口開口４９から出る。燃料出口開口４９から噴射される燃料は、燃焼チャンバ反応域３２の上流方向の半径方向外側の空気流路５０に燃料および空気を予混合させるために、半径方向外側の空気流路５０に供給される。空気が空気旋回翼４７に対して方向付けられるため、旋回パターンが空気に与えられ、この旋回パターンは、空気を、空気旋回翼４７の燃料出口開口４９から通過空気流に出される空気流に噴射される一次燃料と混合させることを促進する。半径方向外側の空気流路５０から出る空気／燃料混合は、それが燃焼させられる燃焼チャンバ反応域３２に流れ込む。

しかしながら、図１４の実施形態は、中心胴体４４の下流端の周囲に配置される構成で、予混合パイロットノズル６０を提供する。空気３０の能動的に制御された供給は、中心胴体４４の内側筒壁５４によって画定される中空内部５１を介して、予混合パイロットノズル６０の予混合流路６１に提供される。図１４に示される例示的な実施形態において、能動的に制御された燃料の供給は、中心胴体４４から予混合パイロットノズル６０に提供される。図１４に概略的に示されるように、燃料パイプ４５内に画定される燃料供給流路の部分は、中心胴体４４の下流端に配置され前記複数の予混合流路６１の上流端に流体接続する下流端を有する。燃料と、予混合流路６１内において下流に移動する空気の混合を最大限に促進するために、燃料パイプ４５は、予混合流路６１の入口開口６１ａのすぐ下流方向において、予混合流路６１に、燃料３１を能動的に噴射する。このように、予混合パイロットノズル６０において各予混合流路６１の入口開口６１ａに入る空気流３０は、各予混合流路６１に噴射される燃料３１を取り込みその燃料と混合し、燃料−空気混合が予混合流路６１内で下流方向に移動する一方、燃料−空気混合の混合を継続的に行う。

図１５は、予混合パイロットノズル６０のさらなる例示的な実施形態を断面図で概略的に示す。しかしながら、図１５の実施形態は、下流端に予混合パイロットノズル６０を有する後装式の予混合パイロットシリンダ３５を示す。図１５において、図２から図５および図１１から図１３に示される実施形態と共通する要素は、図２から図５および図１１から図１３に含まれるものと同一の表示数字によって列挙される。図１５に概略的に示されるように、先端部ボリューム１３（図２）からの空気流３０は、能動的に制御され、燃料予混合噴射リング４８およびその旋回翼４７を通過して流れる。図１５に概略的に示されるように、能動的に制御された燃料の流れ３１は、エンドプレート２７を通して環状燃料流路４６内に供給され、それから、燃料予混合噴射リング４８に供給され、旋回翼４７を通して画定される燃料出口開口４９から出る。燃料出口開口４９から出る燃料は、燃焼チャンバ反応域３２の上流方向の半径方向外側の空気流路５０に燃料および空気を予混合させるために、半径方向外側の空気流路５０に供給される。空気流３０が空気旋回翼４７に対して方向付けられるため、旋回パターンが空気に与えられ、この旋回パターンは、空気を、空気旋回翼４７の燃料出口開口４９から通過空気流に出される一次燃料と混合させることを促進する。半径方向外側の空気流路５０から出る空気／燃料混合は、それが燃焼させられる燃焼チャンバ反応域３２に流れ込む。

図１５に概略的に示されるように、後装式のオイルカートリッジ３７（液体油の替わりにガス燃料を随意的に用いることができる）およびその周囲の後装式の予混合パイロットシリンダ３５は、中心胴体４４の内側筒壁５４によって画定される中空内部５１に滑りこみ、予混合パイロットフランジ２９は、予混合パイロットフランジ２９およびエンドプレート２７の間の封２１によって、燃焼器１６のエンドプレート２７に接続される。円筒形の燃料カートリッジ３６は中央燃料流路３７を画定し、それを通して、能動的に制御された燃料の供給は、数字３１によって概略的に示されるように下流方向に流れる。図１５に概略的に示されるように、能動的に制御された空気流３０は、予混合パイロットフランジ２９を通して供給され、円筒形の燃料カートリッジ３６の外部表面と後装式の予混合パイロットシリンダ３５の内部表面との間に形成される環状チャネル内を下流方向に流れる。図１５に概略的に示されるように、予混合パイロット燃料３１は、能動的に制御されて、燃料予混合パイロットノズル６０の上流端に接続される燃料パイプ４５に流れ込む。図１５に概略的に示されるように、燃料と、予混合流路６１内において下流に移動する空気の混合を最大限に促進するために、燃料パイプ４５からの燃料３１は、その予混合流路６１の入口開口６１ａのすぐ下流方向において、各予混合流路６１に燃料を噴射するように円周方向内向きに配置された各予混合流路６１を画定する壁内に画定される燃料入口６２を介して各予混合流路６１に入る。このように、予混合パイロットノズル６０において各予混合流路６１の入口開口６１ａに入る空気流３０は、各予混合流路６１に噴射される燃料３１を取り込み、燃料−空気混合が予混合流路６１内で下流方向に移動する一方、燃料−空気混合の混合を継続的に行う。

本明細書に開示される予混合パイロットノズル６０の各実施形態において、各予混合流路６１の出口開口６１ｂを出る燃料−空気混合は完全に混合され、こうしてより効率的に燃焼し、小さく、よく固定された予混合された炎を燃料ノズル１２の基部の近傍に提供し、こうして燃料ノズル１２から出る旋回燃料空気混合気を固定する。改善された炎の安定性は、より低い燃料／空気動作、このように延在するＬＢＯ、およびＮＯｘ排出量が３ｐｐｍ未満のガスタービンシステム１０の動作窓を可能にする。受動的空気および受動的燃料の両方の供給に対する適応性は、非常に単純な低コストの設計を可能にする。

この記載された説明は、最良の形態を含めて、本発明を開示するために、また、いずれかのデバイスまたはシステムを作成して使用することと、いずれかの組み込まれた方法を実行することを含めて、当業者が本発明を実践できるようにするために、例を使用する。本発明の特許可能な範囲は請求の範囲によって定義され、当業者が想到する他の例を含んでもよい。それらが請求の範囲の文字通りの言葉から逸脱しない構造的な要素を含んでいる場合、または、それらが請求の範囲の文字通りの言葉とのごくわずかな差異に相当する構造的な要素を含んでいる場合、このような他の例は、請求の範囲内にあることが意図される。

１０ ガスタービンシステム、タービンシステム、システム
１２ 燃料ノズルアセンブリ、ノズルアセンブリ、燃料ノズル
１３ 先端部ボリューム
１４ 燃料供給
１６ 燃焼器
１８ タービン
２０ 排出出口
２１ 封
２２ シャフト
２３ 空気取入口
２４ 圧縮器
２５ ノズルフランジ
２６ ディフューザ出口
２７ エンドプレート
２８ 荷重
２９ （後装式パイロットノズルのための）予混合パイロットフランジ、パイロットフランジ
３０ （図６における）空気流、空気
３１ （図６、１１における燃料の流れ）予混合パイロット燃料、燃料
３２ 燃焼チャンバ反応域
３３ 軸方向中心線、中心対称軸
３４ （図１２、１３、１４における軸方向の）中心予混合軸、予混合軸
３５ 後装式の予混合パイロットシリンダ
３６ 燃料カートリッジ
３７ 中央燃料流路、オイルカートリッジ
３８ 軸方向に延びる周壁
４０ 空気入口
４２ ノズル出口
４３ 副空気流路
４４ 中心胴体、外壁
４５ 燃料パイプ
４６ 環状燃料流路
４７ 旋回翼、翼
４８ 燃料予混合噴射リング（スウォズル）
４９ 燃料出口開口
５０ 半径方向外側の空気流路
５１ 中心胴体４４の中空内部、内部流路
５２ （燃料予混合噴射リング４８への）半径方向の燃料流路
５３ （予混合されたパイロットノズル６０の）軸方向に延在する内部チャネル
５４ （中心胴体４４の中空内部５１を画定する）内側筒壁
５５ 軸方向に延在する燃料導管
５６ 空気プレナム
５７ 半径方向の空気供給管、カーテン空気流路
５８ 上流エンドプレート
５９ 燃料入口管
６０ 予混合パイロットノズル
６１ （予混合パイロットノズル６０における）予混合流路
６１ａ 入口開口
６１ｂ 出口開口
６２ 一次燃料入口
６２ａ 二次燃料入口
６３ 燃料プレナム
６４ 予混合管
６５ａ 上流エンドプレート
６５ｂ 下流エンドプレート
６７ （予混合パイロットノズル６０の）入口
６８ （予混合パイロットノズル６０の）出口

Claims (5)

1. ガスタービン機関用の燃料噴射器であって、
   ａ．前記噴射器の外被を画定する軸方向に延びる周壁（３８）であって、軸方向に延びる内部空洞を画定する内部表面を有する、周壁（３８）と、
   ｂ．軸方向に延びる前記内部空洞内に配置された中心胴体（４４）であって、前記中心胴体（４４）が、外壁により画定され、前記外壁が、上流端と、前記上流端の軸方向反対側に配置された下流端とを含み、軸方向に延びる前記周壁（３８）の長手軸の周りに同軸に配置され、前記外壁が、前記外壁の半径方向内側に内部流路（５１）を画定し、前記内部流路（５１）が、前記上流端から前記下流端に空気の流れを通し、前記中心胴体（４４）と軸方向に延びる前記周壁（３８）が、両者の間に一次空気流チャネルを画定する、中心胴体（４４）と、
   ｃ．前記中心胴体（４４）の内部に配置され、前記中心胴体（４４）の前記上流端から前記下流端へ軸方向に延びる燃料パイプであって、前記燃料パイプが、軸方向に延びる前記周壁（３８）の長手軸から半径方向外側に配置される燃料流路を画定し、前記燃料パイプが、燃料源と流体連通する、前記燃料パイプと、
   ｄ．前記一次空気流チャネル中を横切って円周方向に延在する複数の旋回翼（４７）を含むスウォズルであって、前記旋回翼（４７）のうちの少なくとも１つが、半径方向の空気供給管を備え、前記半径方向の空気供給管が、ヘッドエンド容積からの空気が軸方向に延びる前記内部流路（５１）に入る補助空気空気流路を画定し、前記旋回翼（４７）のうちの少なくとも１つが、前記一次空気流チャネルと流体連通するように構成され、配置される少なくとも１つの燃料出口開口を画定する、スウォズルと、
   ｅ．前記中心胴体（４４）の前記下流端に配置された予混合パイロットノズル（６０）であって、前記予混合パイロットノズル（６０）が、前記予混合パイロットノズル（６０）の前記上流端に周方向に延びる燃料プレナムを画定し、前記燃料流路が前記燃料プレナムと流体連通し、前記予混合パイロットノズル（６０）が、前記燃料プレナムと流体連通する、軸方向に延びる複数の予混合流路（６１）を画定し、前記複数の予混合流路（６１）が、前記予混合パイロットノズル（６０）の下流端で複数の出口開口を画定し、前記予混合パイロットノズル（６０）が、前記予混合パイロットノズル（６０）の上流端で少なくとも１つの入口開口（６１ａ）を画定し、前記少なくとも１つの入口開口（６１ａ）が、前記内部流路（５１）から前記複数の予混合流路（６１）へ流体を流し、前記予混合パイロットノズル（６０）が、前記予混合パイロットノズル（６０）の下流端で出口を画定し、前記予混合パイロットノズル（６０）が、前記出口から前記内部流路（５１）の前記下流端へ、上流に延びる前記燃料パイプの半径方向内側で軸方向に延びる内部チャネルを画定する、予混合パイロットノズル（６０）と、
   を備える、燃料噴射器。
2. 前記中心胴体（４４）が、前記スウォズルの少なくとも１つの燃料導管（５５）と、流体連通する環状の燃料通路を画定する、請求項１に記載の燃料噴射器。
3. 各予混合流路（６１）の前記出口開口（６１ｂ）が前記内部チャネルの周りで周状に配置される、請求項１または２に記載の燃料噴射器。
4. 各予混合流路（６１）が前記内部チャネルの周りで周状に配置される、請求項１または２に記載の燃料噴射器。
5. 複数の半径方向の空気供給管（５７）であって、各半径方向の空気供給管（５７）が前記軸方向に延びる周壁を通して延在し、前記予混合流路（６１）のうちの１つの前記入口開口（６１ａ）のうちの少なくとも１つと流体接続する、複数の半径方向の空気供給管（５７）をさらに備える、請求項１乃至４のいずれかに記載の燃料噴射器。