JP6567854B2

JP6567854B2 - 渦停留型燃料噴射器および製造方法

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Publication number: JP6567854B2
Application number: JP2015076414A
Authority: JP
Inventors: パトリック・ベネディクト・メルトン
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2014-04-08
Filing date: 2015-04-03
Publication date: 2019-08-28
Anticipated expiration: 2035-04-03
Also published as: US10232440B2; US20150285504A1; US9528705B2; CN204943564U; DE102015105235A1; JP2015200494A; US20170050242A1

Description

本発明は一般に燃焼器用の燃料噴射器に関する。より詳細には、本発明は、可燃混合気を燃焼器内に画定された一次燃焼領域から下流の燃焼ガス流れ場内へ噴射するためのシステムの中に組み込まれる渦停留型燃料噴射器、およびこの渦停留型燃料噴射器を製造する方法に関する。

ガスタービンは一般に、圧縮機セクション、燃焼器を有する燃焼セクション、およびタービンセクションを含む。圧縮機セクションは作動流体の圧力を漸進的に上昇させて、圧縮された作動流体を燃焼セクションへ供給する。圧縮作動流体は、燃焼器内で軸方向に延在する燃料ノズルを通って、かつ／またはその周りを通って送られる。燃料は、圧縮作動流体の流れの中へ噴射されて可燃混合気を形成する。可燃混合気は燃焼領域内で燃焼して、高温、高圧、高速度の燃焼ガスを生成する。燃焼ガスは、タービンセクション内への高温ガス通路を画定する１つまたは複数のライナまたはダクトを通って流れる。燃焼ガスは、タービンセクションを通って流れながら膨張して仕事を発生させる。例えば、燃焼ガスがタービンセクション内で膨張することによって、発電機に接続された軸が回転して電力を発生させることができる。

燃焼ガスの温度は、燃焼器の熱力学的効率、設計裕度、および生じる排出物に直接影響する。例えば、燃焼ガス温度が高いほど燃焼器の熱力学的効率は一般に向上する。しかし、燃焼ガス温度が高いいほど二原子窒素の分離速度が上がることがあり、それによって燃焼器内の特定の滞留時間に窒素酸化物（ＮＯ_X）などの望ましくない排出物の生成が増大する。逆に、低燃料流量および／または部分負荷運転（ターンダウン）に関係して燃焼ガス温度が低くなると、一般に燃焼ガスの化学反応速度が下がり、それによって燃焼器内の滞留時間が同じでも一酸化炭素（ＣＯ）および未燃炭化水素（ＵＨＣ）の生成が増大する。

燃焼器の熱効率を最適にしつつ全体的なエミッション性能のバランスをとるために、ある特定の燃焼器の設計では、ライナの周りに整列され、一般に一次燃焼領域から下流に配置される複数の燃料噴射器を含む。これらの燃料噴射器は一般に、ライナを通って半径方向に延在して燃焼ガス流れ場内への流体連通を可能にする。このタイプのシステムは、遅延希薄噴射（ＬＬＩ：ＬａｔｅＬｅａｎＩｎｊｅｃｔｉｏｎ）および／または軸方向燃料ステージングとして当技術分野および／またはガスタービン業界では一般に知られている。

動作の際に、圧縮作動流体の一部は、燃料噴射器のそれぞれを通って、かつ／またはその周りを通って、燃焼ガス流れ場内へ送られる。燃料噴射器からの液体燃料またはガス燃料は圧縮作動流体の流れの中へ噴射されて、高温燃焼ガスと混合すると自然燃焼する希薄な、すなわち空気過濃な可燃混合気を生成し、それによって、燃焼器の燃焼温度を上昇させるが、燃焼領域内での燃焼ガスの滞留時間がそれに応じて延びることはない。その結果、燃焼器の全体的な熱力学的な効率は、全体的なエミッション性能を犠牲にすることなく上昇させることができる。

既存のＬＬＩまたは軸方向燃料ステージングシステムを用いて燃料を燃焼ガス流れ場内へ噴射することに関する１つの課題は、燃焼ガスの運動量によって、液体燃料が燃焼ガス流れ場内へ半径方向に十分に貫入することが一般に妨げられることである。その結果、燃料噴射点での、またはその近くのライナの内壁に沿って、液体燃料が局所的に蒸発することがあり、それによって高温領域および／または高熱応力が生じる可能性がある。加えて、限定するものではないが、ガスタービンの燃料成分、燃料温度、外気条件、エンジン負荷、および／または運転条件などの様々な要因によって、ガスタービン燃焼器内で燃焼を行う、および維持することは困難である。これらの様々な要因によって流れの不安定性が生じる可能性があり、それは燃焼器によって生成されるＮＯ_X排出レベルに影響を与える場合がある。

これらの問題に対処するための現在の解決策としては、燃料噴射器の少なくとも一部を、ライナを通って半径方向内向きに、かつ燃焼ガス流れ場内へ延ばすことが挙げられる。しかしながらこの方法は、燃料噴射器を高温燃焼ガスに曝すことになり、それは、構成部品の機械的な寿命に影響を与える可能性があり、また燃料固化成分の堆積につながることがある。したがって、一次燃焼領域から下流に配置される渦停留型燃料噴射器を含む、可燃混合気を燃焼ガス流れ場内へ噴射するための改良されたシステム、および渦停留型燃料噴射器を製作するための方法は有用である。

米国特許出願公開第２０１３／０３２３４７３号明細書

本発明の態様および利点は、次の説明において以下で述べられ、または説明から明らかにすることができ、または本発明の実施を通じて学ぶことができる。

本発明の１つの実施形態は渦停留型燃料噴射器である。渦停留型燃料噴射器は本体を含み、本体は、環状部と、環状部と同軸に整列する半環状部とを有する。半環状部は環状部から下流に延在する。内壁および反対側の外壁は、環状部と半環状部との間に延在する。環状部は、本体を通る圧縮空気流路すなわち燃焼空気流路を少なくとも部分的に画定する。半環状部は、燃焼空気流路から下流にある渦停留予混合領域を画定する。本体は、本体内に完全に入り、環状部と半環状部との間に延在する燃料回路をさらに画定する。複数の燃料噴射口によって、燃料回路と渦停留予混合領域との間の流体連通が可能になる。

本発明の別の実施形態は、可燃混合気を燃焼器の一次燃焼領域から下流の燃焼ガス流れ場内へ噴射するためのシステムである。システムはライナを含み、ライナは一次燃料ノズルおよび／または一燃焼領域から下流に燃焼ガス流路を画定する。ライナは、内側、反対側の外側、およびライナを貫通して延在する噴射器開口を含む。システムは、一次燃料ノズルから下流に配置される渦停留型燃料噴射器をさらに含む。渦停留型燃料噴射器は、噴射器開口を通って延在する本体を含む。本体は、ライナの外側から外向きに延在する環状部、および環状部と同軸に整列する半環状部を含む。半環状部は、ライナの内側から内向きに環状部から下流に延在する。本体はまた、環状部と半環状部との間に延在する内壁および反対側の外壁を含む。環状部は、圧縮空気流路すなわち燃焼空気流路を画定する。半環状部は、燃焼空気流路から下流にある渦停留予混合領域を画定する。本体は、燃料供給部と流体連通する燃料回路をさらに画定する。燃料回路は、本体内に完全に入り、環状部と半環状部との間に延在する。本体はまた、燃料回路と渦停留予混合領域との間の流体連通を可能にする複数の燃料噴射口を画定する。

本発明はまたガスタービンを含む。ガスタービンは、圧縮機と、圧縮機から下流に配置される燃焼器と、燃焼器から下流に配置されるタービンとを含む。燃焼器は、一次燃料ノズルと、一次燃料ノズルから下流に延在するライナとを含み、ライナは燃焼器内の燃焼ガス流路を少なくとも部分的に画定する。ライナは内側および外側を有する。ガスタービンはまた、一次燃料ノズルから下流に配置される渦停留型燃料噴射器を含む。渦停留型燃料噴射器は、ライナを通って延在する本体を備える。本体は、ライナの外側から外向きに延在する環状部、および環状部と同軸に整列する半環状部を含む。半環状部は、ライナの内側から燃焼ガス流路内へ内向きに環状部から下流に延在する。環状部は、本体内に圧縮空気流路すなわち燃焼空気流路を画定する。半環状部は、燃焼空気流路から下流にある渦停留予混合領域を画定する。本体は、燃料供給部と流体連通する燃料回路をさらに画定する。燃料回路は、本体内に完全に入り、環状部と半環状部との間に延在する。本体は、燃料回路と流体連通する複数の燃料噴射口をさらに画定する。燃料噴射口によって燃料回路と渦停留予混合領域との間の流体連通が可能になる。

本発明の別の実施形態は、停留型燃料噴射器の本体を製作するための方法である。ここでは、本体は、本体内に完全に入り、本体の環状部と半環状部との間に延在する燃料回路を画定する。本体は、燃料回路と渦停留予混合領域との間の流体連通を可能にする複数の燃料噴射口をさらに画定する。本方法は、燃料回路を含む本体の３次元情報を決定するステップと、３次元情報を本体の断面層を画定する複数のスライスに変換するステップであって、複数のスライスの少なくともいくつかが断面層内に燃料回路を示す空洞を画定する、ステップと、レーザエネルギーを用いて金属粉末を溶融することによって本体の各層を連続的に形成するステップとを備える。

本発明の１つの実施形態は、環状部と、環状部と同軸に整列し、環状部から下流に延在する半環状部と、環状部と半環状部との間に延在する内壁および反対側の外壁とを含む本体を有する渦停留型燃料噴射器を含む。環状部は燃焼空気流路を画定する。半環状部は、燃焼空気流路から下流にある渦停留予混合領域を画定する。本体は、本体内に完全に入り、環状部と半環状部との間に延在する燃料回路をさらに画定する。本体はまた、燃料回路と渦停留予混合領域との間の流体連通を可能とする複数の燃料噴射口を画定する。本体は付加製造プロセスによって形成される。付加製造プロセスは、燃料回路を含む本体の３次元情報を決定するステップと、３次元情報を本体の断面層を画定する複数のスライスに変換するステップであって、複数のスライスの少なくともいくつかが断面層内に燃料回路の一部を示す空洞を画定する、ステップと、レーザエネルギーを用いて金属粉末を溶融することによって本体の各層を連続的に形成するステップとを備える。

当業者は、本明細書を精査すれば、このような実施形態および他の実施形態の特徴および態様をよりよく理解するであろう。

添付図の参照を含む本明細書の残りの部分において、当業者にとってその最良の形態を含む本発明の完全かつ有効な開示がより具体的に説明される。

本発明の範囲内の例示的なガスタービンの機能ブロック図である。本発明の様々な実施形態を組み込むことができるような例示的な缶形燃焼器の一部の側面断面図である。本発明の１つの実施形態による、図２に示すような燃焼器の一部を含む渦停留型燃料噴射器の側面断面図である。本発明の様々な実施形態による、図３に示すような渦停留型燃料噴射器の底面断面図である。本発明の１つの実施形態による、図３に示すような渦停留型燃料噴射器の側面断面図である。本発明の様々な実施形態による、図３に示すような渦停留型燃料噴射器の一部の部分断面斜視図である。本発明の様々な実施形態による、図３に示すような渦停留型燃料噴射器の一部の部分断面斜視図である。本発明の１つまたは複数の実施形態による、図３および５に示すような渦停留型燃料噴射器の例示的な燃料回路または例示的な冷却チャネルを示す断面図である。図２〜図８の様々な実施形態に示すような燃料噴射器の本体部分を製作するための方法の例示的な実施形態を示すフローチャートである。

次に、本発明の実施形態を詳細に参照するが、それらのうちの１つまたは複数の例が添付の図面に示される。詳細な説明では、図面内の機能部を指すために数字表示および文字表示を使用する。本発明の同様のまたは類似の部分を指すために、図面および説明において、同様のまたは類似の表示を使用している。本明細書で使用されるように、用語「第１の」「第２の」「第３の」は、１つの構成部品を別の構成部品と区別するために交換可能に使用することができ、個々の構成部品の位置または重要性を意味することを意図したものではない。用語「上流」および「下流」は、流体経路での流体の流れに関する相対的な方向を指す。例えば、「上流」は流体が流れて来る方向を指し、「下流」は流体が流れる先の方向を指す。用語「半径方向」は、特定の構成要素の軸方向中心線に対して実質的に直交する相対方向を指し、用語「軸方向」は、特定の構成要素の軸方向中心線に対して実質的に平行な相対方向を指す。

各例は、本発明を限定するためではなく、本発明を説明するために提供される。実際、本発明の範囲または精神から逸脱することなく、本発明において修正および変形を行うことができるのは、当業者には明らかであろう。例えば、１つの実施形態の一部として例示され、または説明される特徴は、別の実施形態に使用してさらなる実施形態を生み出すことができる。したがって、本発明は、このような修正および変形を、添付の特許請求の範囲およびその等価物の範囲内にあるものとして包含することが意図される。本発明の例示的な実施形態は、例示のために、ガスタービンに組み込まれる燃焼器内の下流の燃焼ガス流れ場内へ可燃混合気を噴射するための渦停留型燃料噴射器およびシステムの文脈で一般的に説明されるが、本発明の実施形態が、任意のターボ機械に組み込まれる任意の燃焼器に適用することができ、特許請求の範囲に特に記載されない限り、ガスタービン燃焼器に限定されないことは当業者であれば容易に理解できるであろう。

次に、同一の数字が図面全体を通して同じ要素を示す図面を参照して、図１は、本発明の様々な実施形態を組み込むことができる例示的なガスタービン１０の機能ブロック図を提供する。図示のように、ガスタービン１０は一般に、ガスタービン１０に入る作動流体（例えば空気）１４を浄化するか、または調整する一連のフィルタ、冷却コイル、湿分分離器、および／または他の装置を含むことができる入口セクション１２を含む。作動流体１４は圧縮機セクションへ流れ、ここで圧縮機１６は、作動流体１４に漸進的に運動エネルギーを与えて圧縮作動流体１８を生成する。

圧縮作動流体１８は、燃料供給システム２２からの燃料２０と混合されて、１つまたは複数の燃焼器２４内で可燃混合気を形成する。可燃混合気は燃焼して、高温、高圧、高速度の燃焼ガス２６を生成する。燃焼ガス２６は、タービンセクションのタービン２８を通って流れ、仕事を発生させる。例えば、タービン２８は軸３０に接続され、その結果、タービン２８の回転は圧縮機１６を駆動して圧縮作動流体１８を生成することができる。これに代えて、またはこれに加えて、軸３０はタービン２８を発電機３２に接続して電力を発生させることができる。タービン２８からの排気ガス３４は、タービン２８から、タービン２８をその下流の排気スタック３８に接続する排気セクション３６を通って流れる。排気セクション３６は、例えば、環境へ放出する前に排気ガス３４を浄化してさらなる熱を取り出すための排熱回収蒸気発生器（図示せず）を含むことができる。

燃焼器２４は、当技術分野で知られているいかなる形式の燃焼器でもよく、また本発明は、特許請求の範囲に特に記載されない限り、いかなる特定の燃焼器設計にも限定しない。例えば、燃焼器２４は缶形またはキャニュラー形の燃焼器でもよい。図２は、圧縮機１６の一部と例示的な缶形燃焼器２４とを含む例示的なガスタービン１０の一部の側面断面図を提供する。図２に示すように、外側ケーシング４０は燃焼器２４の少なくとも一部を取り囲む。エンドカバー４２は、燃焼器２４の一端で外側ケーシング４０に結合される。エンドカバー４２と外側ケーシング４０とは全体的に高圧プレナム４４を画定する。高圧プレナム４４は圧縮機１６からの圧縮作動流体１８を受け入れる。

少なくとも１つの一次燃料ノズル４６は、外側ケーシング４０内でエンドカバー４２から下流に軸方向に延在する。ライナ４８は外側ケーシング４０内で一次燃料ノズル４６から下流に延在する。ライナ４８は一般に環状であり、燃焼ガス２６が燃焼器２４を通ってタービン２８の方へ送られるようにするために、燃焼器２４内の燃焼ガス流路５０を少なくとも部分的に画定するように、高圧プレナム４４を少なくとも部分的に通って延在する（図１）。

ライナ４８は、単一のライナでもよいし、分割されて別々の構成部品となってもよい。例えば、図２に示すように、ライナ４８は、一次燃料ノズル４６に近接して配置される燃焼ライナ５２、および燃焼ライナ５２から下流に延在する燃焼器尾筒５４を備えることができる。ライナ４８および／または燃焼器尾筒５４は、燃焼ガス流路５０内のタービン２８の入口に近接して配置される静止ノズル（図示せず）の段から上流の燃焼ガス流路５０を通って燃焼ガス２６の流れを加速するような形状にすることができる。一次燃焼領域５６は一次燃料ノズル４６から下流に画定される。一次燃焼領域５６は、ライナ４８によって少なくとも部分的に画定することができる。図示のように、燃焼ガス２６は、燃焼器２４の作動中、一次燃焼領域５６から下流の燃焼ガス流路５０内に燃焼ガス流れ場５８を画定または形成する。

ライナ４８は一般に、内壁６０、反対側の外壁６２、ならびに内壁６０および外壁６２を貫通して延在する噴射器開口６４を含む。噴射器開口６４によって、ライナ４８を貫通する流体連通が可能となる。図示のように、ライナ４８は、一次燃料ノズル４６および／または一次燃焼領域５６から下流のライナ４８の周りに配置される複数の噴射器開口６４を含むことができる。

前述のように、限定するものではないが、ガスタービンの燃料成分、燃料温度、外気条件、エンジン負荷、および／または運転条件などの様々な要因によって、ガスタービン燃焼器内で燃焼を行う、および維持することは困難である。これらの様々な要因によって流れの不安定性が生じる場合があり、それは燃焼器によって生成されるＮＯ_X排出レベルに影響を与えることがある。本発明は、流れの不安定性を克服するために、ライナ４８を貫通して、一次燃焼領域５６から下流の燃焼ガス流れ場５８内への流体連通を可能にする少なくとも１つの渦停留型燃料噴射器１００を含む。噴射器１００によって、一次燃料ノズル４６および／または一次燃焼領域５６から下流の任意の点で、ライナ４８を貫通する流体連通が可能となり得る。

図３は、本発明の１つの実施形態による、図２に示すようなライナ４８の一部を含む渦停留型燃料噴射器１００の側面断面図を提供する。図３に示すように、渦停留型燃料噴射器１００は本体１０２を含む。本体１０２は、製造時に単体として作ることができる。例えば、本体１０２は、１つまたは複数の付加製造プロセスを用いて製造することができる。したがって、本体１０２は一体構造であり、ろう付け、溶接、または他の接合プロセスによって互いに接合されている複数の構成部品片から単一の構成部品を形成するように作られている構成部品とは異なる。

１つの実施形態では、本体１０２は、環状部１０４と、燃料噴射器１０２の中心線１０８に沿って環状部１０４から延在する半環状部１０６とを含む。環状部１０４を燃焼器２４に取り付けるとき、環状部１０４は部分的に、ライナ４８内に画定された噴射器開口６４内の少なくとも一部分に配置される。環状部１０４は、ライナ４８の外壁から中心線１０８に沿って外向きに延在し、したがって、環状部１０４は燃焼ガス流れ場５８の外側に実質的に配置される。例えば、環状部１０４は、ライナ４８の内壁６０において、および／または内壁６０に隣接して終端とすることができる。

半環状部１０６は、本体１０２によって画定される端壁１１０で終端となる。半環状部１０６は、中心線１０８に沿って環状部１０４と同軸に整列する。半環状部１０６は、ライナ４８を貫通して延在するとき、ライナ４８の内壁から内向きに環状部１０４から延在し、したがって、半環状部１０６の少なくとも一部は、端壁１１０を含めて、燃焼ガス流路５０（図２）内に、および／または燃焼ガス流れ場５８内へ配置される。

本体１０２は、内壁または内側１１２、および反対側の外壁または外側１１４を含む。内壁１１２および外壁１１４は、環状部１０４と半環状部１０６との間に延在する。内壁１１２は、本体１０２の環状部１０４を通る圧縮空気流路すなわち燃焼空気流路１１６を少なくとも部分的に画定する。入口１１８は、燃焼空気通路１１６および／または本体１０２の上流端において画定される。入口１１８によって燃焼空気流路１１６内への流体連通が可能となる。特定の実施形態では、外壁１１４が、一次燃焼領域５６からの燃焼ガス２６の流れ場５８の方を向く、またはその中を向くように、半環状部１０６は全体的に方向づけられる。１つの実施形態では、入口１１８は高圧プレナム４４（図２）および／または別の圧縮空気源と流体連通して、圧縮作動流体１８を燃焼空気流路１１６へ供給する。１つの実施形態では、図３に示すように、複数の旋回羽根１２０が燃焼空気流路１１６内に延在する。旋回羽根１２０は、圧縮作動流体１８が燃焼空気流路１１６を通って流れるときに、圧縮作動流体１８に中心線１０８の周りの角旋回を与えるように構成することができる、すなわち角度をつけることができる。

様々な実施形態では、図３に示すように、半環状部１０６は、燃焼空気流路１１６から下流の渦停留予混合領域１２２を少なくとも部分的に画定する。動作の際に、半環状部１０６は、燃焼ガス流れ場５８内にブラフボディまたは障害体を画定する。燃焼ガス２６が半環状部１０６を通過して流れる際、半環状部１０６の内壁１１２から下流に、低圧の再循環または渦流領域が生成され、それによって燃焼ガスを回転または旋回させて渦流運動させる。その結果、半環状部１０６は、内壁１１２に隣接して、または近くに渦停留予混合領域１２２を提供または画定する。渦停留予混合領域１２２は、本体１０２の半環状部１０６の内壁１１２の少なくとも一部に沿って延在する。

１つの実施形態では、図３に示すように、本体１０２は少なくとも１つの燃料回路１２４を画定する。燃料回路１２４は、内壁１１２と外壁１１４との間の本体１０２内に完全に入っている。様々な実施形態では、燃料回路１２２は１つまたは複数の付加製造の方法、技術、またはプロセスを経て形成され、それによって、従来の製造プロセスで以前に製造可能なものより、燃料回路１２４内をより高精度および／またはより入り組んだ細部にすることが可能になる。図３に示すように、燃料回路１２４は環状部１０４と半環状部１０６との間に延在する。

燃料回路１２４は、燃料供給部２２（図２）などの燃料源と流体連通している。図３に示すように、燃料源は液体および／またはガス燃料２０を燃料回路１２４に供給することができる。１つの実施形態では、燃料回路１２４は、本体１０２によって少なくとも部分的に画定される燃料プレナム１２６と流体連通している。１つの実施形態では、燃料プレナム１２６を、燃焼空気流路１１６の入口１１８に近接して画定することができる。燃料プレナム１２６は、燃料供給部２２などの燃料源に流体的に接続することができる。

様々な実施形態では、本体１０２は、燃料回路１２４と流体連通する少なくとも１つの燃料噴射口１２８を画定する。燃料噴射口１２８は、燃料源および／または燃料プレナム１２６から下流に配置される。

図４は、本発明の様々な実施形態による渦停留型燃料噴射器１００の底面断面図を提供する。特定の実施形態では、図３および図４に示すように、本体１０２は複数の燃料噴射口１２８を少なくとも部分的に画定する。燃料噴射口１２８は、本体１０２の半環状部１０６内に画定される。１つの実施形態では、図３に示すように、燃料噴射口１２８は内壁１１２に沿って画定され、したがって、それによって燃料回路１２４から内壁１１２を通って渦停留予混合領域１２２内への流体連通が可能になる。

図４に示すように、燃料噴射口１２８は、半環状部１０６内に周方向に間隔を置いて設けることができ、内壁１１２を通って渦停留予混合領域１２２内への流体連通を可能にする。１つの実施形態では、燃料噴射口１２８の少なくとも一部は、燃料が燃料回路１２４から渦停留予混合領域１２２内へ流れるときに、燃料２０の流れに旋回を生じさせるような方向を向いている。例えば、燃料噴射口１２８の少なくともいくつかは、中心線１０８に対して角度をつけることができる。

動作の際に、圧縮作動流体１８の一部は、入口１１８を通って、渦停留再循環領域１２２内への燃焼空気流路１１６内を流れる。燃料２０は燃料噴射口１２８を通って渦停留再循環領域１２２内へ噴射され、その中で予混合可燃混合気１３０を形成する。燃焼ガス２６の渦流は、可燃混合気の混合および／または燃焼を強化して、燃焼器内の全体的な火炎安定性を向上させ、ＮＯ_X排出レベルを低減または改善する。

燃料回路１２４に供給された燃料と燃焼ガスとの温度差は、渦停留型燃料噴射器１００の本体１０２に冷却効果をもたらすので、本体１０２の半環状部１０６を、従来の遅延希薄または軸方向ステージング燃料噴射器よりも深く挿入することができ、したがって、軸方向ステージング燃料噴射の利点をさらに高めることができる。しかしながら、特定の燃焼器では、燃料のみの冷却効果だけでは、寿命要求に合致させるには不十分である。その結果、渦停留型燃料噴射器１００は、少なくとも１つの冷却チャネル１３２をさらに含むことができる。

図５は、本発明の１つの実施形態による、図３に示すようなライナ４８の一部を含む渦停留型燃料噴射器１００の側面断面図である。１つの実施形態では、図５に示すように、本体１０２はまた少なくとも１つの冷却チャネル１３２を画定する。冷却チャネル１３２は、内壁１１２と外壁１１４との間の本体１０２内に完全に入っている。様々な実施形態では、冷却チャネル１３２は１つまたは複数の付加製造の方法、技術、またはプロセスを経て形成され、それによって、従来の製造プロセスで以前に製造可能なものより、冷却チャネル１３２内をより高精度および／またはより入り組んだ細部にすることが可能になる。

図５に示すように、冷却チャネル１３２は環状部１０４と半環状部１０６との間を延在する。特定の実施形態では、冷却空気入口１３４は、本体１０２の環状部１０４内に画定される。冷却空気入口１３４は冷却チャネル１３２と流体連通している。特定の実施形態では、冷却空気入口１３４によって、高圧プレナム４４（図２）などの圧縮空気供給部と冷却チャネル１３２との間の流体連通が可能となる。様々な実施形態では、冷却空気入口１３４は、ライナ４８の外側、および／あるいは燃焼ガス流路５０または燃焼ガス流れ場５８の外側に配置される。

特定の実施形態では、本体１０２は、冷却空気入口１３４から下流で冷却チャネル１３２と流体連通する少なくとも１つの冷却空気出口１３６を画定する。特定の実施形態では、本体１０２は複数の冷却空気出口１３６を画定する。様々な実施形態では、冷却空気出口１３６の少なくとも一部は本体１０２の半環状部１０６内に画定される。１つの実施形態では、図４および図５に示すように、冷却空気出口１３６は端壁１１０に配置または画定され、それによって冷却チャネルから端壁１１０を通る流体連通が可能になる。１つの実施形態では、冷却空気出口１３６の少なくとも１つは、半環状部１０６に沿って外壁１１４に配置または画定され、それによって冷却チャネルから外壁１１４を通る流体連通が可能になり、外壁１１４へ対流冷却またはフィルム冷却のうちの少なくとも１つがなされる。

特定の実施形態では、図４および図５に示すように、複数の冷却空気出口１３６は、半環状部１０６に沿って内壁１１２に配置または画定され、それによって冷却チャネルから内壁１１２を通って渦停留予混合領域１２２内への流体連通が可能になる。特定の実施形態では、本体１０２は複数の冷却空気出口１３６を画定し、冷却空気出口の少なくとも一部によって、内壁１１２を通る流体連通、ならびに外壁１１４および端壁１１０のうちの少なくとも１つを通る流体連通が可能になる。

１つの実施形態では、図４に示すように、１つまたは複数の冷却空気出口１３６は、圧縮作動流体１８の噴流が燃料噴射口１２８の少なくとも１つから流れる燃料２０の噴流内へ向くように方向づけられ、したがって燃焼ガス流れ場５８内へ噴射される前に、渦停留予混合領域１２２内での燃料と圧縮作動流体１８との予混合が促進される。特定の実施形態では、冷却空気出口１３６の少なくとも１つは、対応する冷却チャネル１３２から渦停留予混合領域内へ流れる圧縮作動流体１８の噴流または流れに旋回を生じさせるような方向を向いており、したがって燃焼ガス流れ場５８内へ噴射される前に、渦停留予混合領域１２２内での燃料と圧縮作動流体１８との予混合が促進される。

１つの実施形態では、少なくとも１つの冷却チャネル１３２は、本体１０２の環状部１０４から半環状部１０６内へ、それから環状部１０４内へ戻るように延在することができる。冷却空気出口１３６は環状部１０４に沿って画定される。その結果、圧縮作動流体１８は、冷却のために本体１０２を通って送られ、次いで高圧プレナム４４内へ戻り、かつ／または燃焼器２４のヘッドエンドの方へ送られ、そこで軸方向に延在する燃料ノズル４６からの燃料２０と予混合するため、および／または他の燃焼器構成部品を冷却するために使うことができる。

図６および図７は、本発明の様々な実施形態による本体１０２の一部の部分断面斜視図を提供する。１つの実施形態では、図６に示すように、燃料回路１２４および／または冷却チャネル１３２のうちの少なくとも１つは、半環状部１０６内をらせん状１３８に延在する。この実施形態では、冷却空気出口（単数または複数）１３６、および／または燃料噴射口１２８は内壁１１２に沿って配置することができる。１つの実施形態では、図７に示すように、燃料回路１２４および／または冷却チャネル１３２のうちの少なくとも１つは、半環状部１０６内を概ね蛇行した、または曲がりくねった形１４０で延在する。この実施形態では、冷却空気出口（単数または複数）１３６、および／または燃料噴射口１２８は内壁１１２に沿って配置することができる。

図８は、本発明の１つまたは複数の実施形態による例示的な燃料回路１２４または例示的な冷却チャネル１３２を示す断面図である。特定の実施形態では、図８に示すように、１つまたは複数の流れ機能部１４２は燃料回路１２４および／または冷却チャネル１３２内に画定することができる。流れ機能部（単数または複数）１４２は、燃料２０および／または圧縮作動流体１８の冷却効果を高めるために、凹状または凸状のくぼみ１４４、リブ１４６、スロット１４８、溝１５０、または他の機能部を含むことができる。様々な実施形態では、流れ機能部（単数または複数）１４２は１つまたは複数の付加製造の方法、技術、またはこれまでに論じられたプロセスを経て形成され、それによって、従来の製造プロセスで以前に製造可能なものより、冷却チャネル１３２内をより高精度および／またはより入り組んだ細部にすることが可能になる。

動作の際に、圧縮作動流体１８の一部は、冷却空気入口１３４を経て冷却チャネル１３２内へ送られる。圧縮作動流体１８は冷却チャネル１３２を通って流れて、半環状部１０６の内壁１１２、外壁１１４、および／または端壁１１０それぞれに対して対流冷却、インピンジメント冷却、および／または伝導冷却のうちの少なくとも１つを行って、半環状部１０６から熱エネルギーを取り去る。特定の実施形態では、圧縮作動流体１８は流れ機能部１４２を通って流れて、圧縮作動流体１８の冷却効果を高め、それによって、燃料噴射器１０２の機械的な寿命をさらに延ばす。これに加えて、またはこれに代えて、燃料２０は流れ機能部１４２を通って流れて、燃料２０の冷却効果を高め、かつ燃料２０の温度を上昇させ、それによって、燃料噴射器１０２の機械的な寿命をさらに延ばす、かつ／または燃焼ガス流路５０内の火炎安定性を向上させる。

従来のＬＬＩ燃料噴射器の設計は複雑な組立体および多数の構成部品の接合を含むので、従来のＬＬＩ燃料噴射器は一般に、製作および／または修理に費用がかかる。より詳細には、ろう付け接合を用いると、次のいくつかの理由のうちのいずれかにより、そのような構成部品を製作するのに必要な時間が増加し、さらにまた製作プロセスを複雑にする可能性がある。それらの理由としては、ろう付け合金の配置を可能にする適切な領域が必要であること、不必要にろう付け合金が流れるのを最小限にする必要があること、ろう付けの品質を検証するための許容可能な検査技術が必要であること、および既存のろう付け接合部が再溶融するのを防ぐために使用可能ないくつかのろう付け合金を準備しておく必要性があること、が挙げられる。さらに、ろう付け接合部が多くなることによってろう付けが複数回になり、構成部品の母材を弱めることがある。ろう付け接合部が多くなると、構成部品の重量および製造コストを増加させる可能性があり、望ましくない。

記載したような燃料回路１２４、冷却チャネル１３２、および／または流れ機能部１４２を提供するためのコストおよび重量を低減するために、本体１０２は付加製造プロセスを用いて作ることができる。１つの実施形態では、直接金属レーザ焼結（ＤＭＬＳ：ＤｉｒｅｃｔＭｅｔａｌＬａｓｅｒＳｉｎｔｅｒｉｎｇ）の付加製造プロセスは、本明細書で説明した本体１０２を製造するのに好ましい方法である。

図９は、本明細書で説明し、図２〜図８に示した本体１０２を製作するための方法２００の例示的な実施形態を示すフローチャートである。方法２００は、直接金属レーザ焼結（ＤＭＬＳ）プロセスを用いて、少なくとも渦停留型燃料噴射器１００の本体１０２を製作するステップを含む。

ＤＭＬＳは、例えば構成部品の３次元コンピュータモデルなどの３次元情報を用いて金属の構成部品を製作する公知の製造プロセスである。３次元情報は複数のスライスに変換されるが、各スライスは、スライスの所定の高さに対する構成部品の断面を画定する。次いで、構成部品は、１スライスずつ、すなわち１層ずつ「積層」された後、完成する。構成部品の各層は、レーザを用いて金属粉末を溶融することによって形成される。

したがって、方法２００は、本体１０２の３次元情報を決定するステップ２０２と、３次元情報を、本体１０２の断面層を各々が画定する複数のスライスに変換するステップ２０４とを含む。各スライスは、燃料回路１２４、冷却チャネル１３２、および／または流れ機能部１４２のうちの少なくとも１つの一部を示す空洞をさらに画定することができる。次いで、本体１０２はＤＭＬＳを用いて製作され、すなわちより詳細には、各層はレーザエネルギーを用いて金属粉末を溶融することによって連続的に形成される２０６。各層の寸法は約０．０００５インチから約０．００１インチの間である。結果として、燃料回路１２４は本体１０２内に完全に入った状態で画定することができる。これに加えて、またはこれに代えて、冷却チャネル１３２および／または流れ機能部１４２もまたこのようにして形成することができる。付加製造によって、燃料回路１２４、冷却チャネル１３２、および／または流れ機能部１４２は、以前では製造不可能および／またはコスト的に不可能な入り組んだパターンおよび／または形状に形成することができる。

本体１０２は任意の適切なレーザ焼結機を用いて製作することができる。適切なレーザ焼結機の例としては、限定はされないが、Ｎｏｖｉ，ＭｉｃｈｉｇａｎのＥｏｓｏｆＮｏｒｔｈＡｍｅｒｉｃａ，Ｉｎｃ．から入手可能なＥＯＳＩＮＴ．ＲＴＭ．Ｍ２７０ＤＭＬＳマシン、ＰＨＥＮＩＸＰＭ２５０マシン、および／またはＥＯＳＩＮＴ．ＲＴＭ．Ｍ２５０ＸｔｅｎｄｅｄＤＭＬＳマシンが挙げられる。本体１０２を製作するために使用される金属粉末は、コバルトクロムを含む粉末が好ましいが、例えば、限定はされないが、ＨＳ１８８およびＩＮＣＯ６２５などの任意の他の適切な金属粉末であってもよい。金属粉末の粒径は、約１０ミクロンから７４ミクロンの間とすることができるが、約１５ミクロンから約３０ミクロンの間が好ましい。

燃料回路１２４、冷却チャネル１３２、および／または流れ機能部１４２を含む本体１０２を製造する方法は、望ましい方法としてＤＭＬＳを用いることを本明細書で説明されたが、１層ずつの構築または付加製作を使用する任意の他の適切なラピッドマニュファクチャリング法もまた用いることができることは、当業者には理解されよう。これらの代替のラピッドマニュファクチャリング法としては、限定はされないが、選択的レーザ焼結（ＳＬＳ：ＳｅｌｅｃｔｉｖｅＬａｓｅｒＳｉｎｔｅｒｉｎｇ）、インクジェットおよびレーザジェットなどの３Ｄ印刷、光造形（ＳＬＳ：Ｓｔｅｒｅｏｌｉｔｈｏｇｒａｐｈｙ）、直接選択的レーザ焼結（ＤＳＬＳ：ＤｉｒｅｃｔＳｅｌｅｃｔｉｖｅＬａｓｅｒＳｉｎｔｅｒｉｎｇ）、電子ビーム焼結（ＥＢＳ：ＥｌｅｃｔｒｏｎＢｅａｍＳｉｎｔｅｒｉｎｇ）、電子ビーム溶融（ＥＢＭ：ＥｌｅｃｔｒｏｎＢｅａｍＭｅｌｔｉｎｇ）、レーザ技術ネットシェイプ（ＬＥＮＳ：ＬａｓｅｒＥｎｇｉｎｅｅｒｅｄＮｅｔＳｈａｐｉｎｇ）、レーザネットシェイプ製造（ＬＮＳＭ：ＬａｓｅｒＮｅｔＳｈａｐｅＭａｎｕｆａｃｔｕｒｉｎｇ）、および直接金属蒸着（ＤＭＤ：ＤｉｒｅｃｔＭｅｔａｌＤｅｐｏｓｉｔｉｏｎ）が挙げられる。

本明細書で説明し、図２〜図９に示した様々な実施形態は、燃料を燃焼ガス流れ場内へ噴射することに対して、既存の生産システムを超える様々な技術的な利点を提供する。例えば、従来の燃料噴射器、すなわち「遅延希薄」燃料噴射器は、最適なエミッションおよび機器の耐久性のために、燃料噴射器から出てクロスフロー内へ貫入する、すなわち燃焼ガス流れ場内へ貫入する適正な燃料／空気運動量に依存する。燃料回路は、本体の半環状部を燃焼ガス流れ場の中へ突出させることを可能にし、また渦停留機能部として働くことを可能にする。例えば、燃料回路を通って流れる燃料は本体の半環状部を冷却し、したがって、渦停留予混合領域内でより完全に混合するという付加の利益をもたらしながら燃料噴射器の寿命を延ばす。冷却チャネルを設けることによってさらに冷却することができ、したがって、渦停留型燃料噴射器の寿命をさらに延ばし、燃料−空気混合気を燃焼ガス流れ場内へ深く貫入させることができる。その結果、本明細書で提示された燃料噴射器は、現在生産されている軸方向ステージング燃料噴射器、すなわち遅延希薄燃料噴射器ほどエンジン負荷に敏感ではない。

本明細書では、最良の態様を含む例を用いて本発明を開示し、さらに、任意の装置またはシステムの作製および使用、ならびに任意の組み入れられた方法の実施を含め、当業者が本発明を実施できるように本発明を開示している。本発明の特許性を有する範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到する他の例も含み得る。このような他の例は、特許請求の範囲の文言と相違ない構成要素を有する場合、または特許請求の範囲の文言と実質的に相違ない等価の構成要素を有する場合、特許請求の範囲内であることを意図している。

１０ガスタービン
１２入口セクション
１４作動流体
１６圧縮機
１８圧縮作動流体
２０燃料
２２燃料供給部
２４燃焼器
２６燃焼ガス
２８タービン
３０軸
３２発電機／モータ
３４排気ガス
３６排気セクション
３８排気スタック
４０外側ケーシング
４２エンドカバー
４４高圧プレナム
４６一次燃料ノズル
４８ライナ
５０燃焼ガス流路
５２燃焼ライナ
５４燃焼器尾筒
５６燃焼領域
５８燃焼ガス流れ場
６０内壁
６２外壁
６４噴射器開口
１００渦停留型燃料噴射器
１０２本体
１０４環状部
１０６半環状部
１０８中心線
１１０端壁
１１２内壁
１１４外壁
１１６燃焼／圧縮空気流路
１１８入口
１２０旋回羽根
１２２渦停留予混合領域
１２４燃料回路
１２６燃料プレナム
１２８燃料噴射口
１３０予混合可燃混合気
１３２冷却チャネル
１３４冷却空気入口
１３６冷却空気出口
１３８らせん状
１４０蛇行状
１４２流れ機能部
１４４くぼみ
１４６リブ
１４８スロット
１５０溝
２００方法
２０２ステップ
２０４ステップ
２０６ステップ

Claims

環状部と、前記環状部と同軸に整列して、前記環状部から下流に延在する半環状部と、前記環状部と前記半環状部との間に延在する内壁および反対側の外壁とを有する本体であって、
前記環状部が燃焼空気流路を画定し、前記半環状部が前記燃焼空気流路から下流に渦停留予混合領域を画定し、
前記本体内に完全に入り、前記環状部と前記半環状部との間に延在する燃料回路、および複数の燃料噴射口を、前記本体がさらに画定し、
前記燃料噴射口によって前記燃料回路と前記渦停留予混合領域との間の流体連通が可能になる、
本体を備える渦停留型燃料噴射器。
前記本体が上流端に近接する燃料プレナムを画定し、前記燃料回路が前記燃料プレナムと流体連通する、請求項１記載の渦停留型燃料噴射器。
前記複数の燃料噴射口が、前記半環状部内に周方向に間隔を置いて設けられ、前記内壁を通る流体連通を可能にする、請求項１または２に記載の渦停留型燃料噴射器。
前記燃料回路の少なくとも一部が、蛇行状およびらせん状のうちの少なくとも１つの形状で、前記本体内に部分的に延在する、請求項１乃至３のいずれかに記載の渦停留型燃料噴射器。
前記燃料噴射口の少なくとも一部が、燃料が前記燃料回路から前記渦停留予混合領域内へ流れるときに、燃料の流れに旋回を生じさせるような方向を向く、請求項１乃至４のいずれかに記載の渦停留型燃料噴射器。
前記本体が、
前記本体内に完全に入り、前記環状部と前記半環状部との間に延在する冷却チャネルと、
前記環状部内に画定され、前記冷却チャネルと流体連通する冷却空気入口と、
前記冷却空気入口から下流で前記冷却チャネルと流体連通する複数の冷却空気出口と
をさらに画定する、請求項１乃至５のいずれかに記載の渦停留型燃料噴射器。
前記冷却空気出口の少なくとも１つによって、前記内壁を通って前記渦停留予混合領域内への流体連通が可能になる、請求項６に記載の渦停留型燃料噴射器。
前記冷却空気出口の少なくとも１つが、冷却空気の噴流が前記燃料噴射口の少なくとも１つから流れる燃料の噴流内へ向くように方向づけられる、請求項６に記載の渦停留型燃料噴射器。
前記冷却空気出口の少なくとも一部が、前記冷却チャネルから前記渦停留予混合領域内へ流れる冷却空気の流れに旋回を生じさせるような方向を向く、請求項６に記載の渦停留型燃料噴射器。
前記冷却空気出口によって、前記半環状部の前記内壁、前記外壁、および端壁のうちの少なくとも１つを通るような流体連通が可能になる、請求項６に記載の渦停留型燃料噴射器。
一次燃料ノズルから下流に燃焼ガス流路を画定するライナであって、内側、反対側の外側、および前記ライナを貫通して延在する噴射器開口を有するライナと、
前記一次燃料ノズルから下流に配置され、前記噴射器開口を通って延在する本体を有する渦停留型燃料噴射器であって、前記本体は、前記外側から外向きに延在する環状部、前記環状部と同軸に整列して、前記内側から内向きに前記環状部から下流に延在する半環状部、ならびに前記環状部と前記半環状部との間に延在する内壁および反対側の外壁を含み、前記環状部が燃焼空気流路を画定し、前記半環状部が前記燃焼空気流路から下流に渦停留予混合領域を画定し、
前記本体が、燃料供給部と流体連通する燃料回路を画定し、前記燃料回路が前記本体内に完全に入り、前記環状部と前記半環状部との間に延在し、前記本体が複数の燃料噴射口をさらに画定し、
前記燃料噴射口によって前記燃料回路と前記渦停留予混合領域との間の流体連通が可能になる、渦停留型燃料噴射器と
を備える、可燃混合気を燃焼器の一次燃焼領域から下流の燃焼ガス流れ場の中へ噴射するためのシステム。
前記複数の燃料噴射口が、前記半環状部内に周方向に間隔を置いて設けられ、前記燃料回路から前記内壁を通る流体連通を可能にする、請求項１１に記載のシステム。
前記燃料噴射口の少なくとも一部が、燃料が前記燃料回路から前記渦停留予混合領域内へ流れるときに、燃料の流れに旋回を生じさせるような方向を向く、請求項１１または１２に記載のシステム。
前記本体が、
前記本体内に完全に入り、前記環状部と前記半環状部との間に延在する冷却チャネルと、
前記環状部内に画定され、前記冷却チャネルと流体連通する冷却空気入口と、
前記冷却空気入口から下流で前記冷却チャネルと流体連通する複数の冷却空気出口であって、前記冷却空気出口の少なくとも１つによって、前記内壁を通って前記渦停留予混合領域内への流体連通が可能になる、冷却空気出口と
をさらに画定する、請求項１２記載のシステムであって、
前記冷却空気出口の少なくとも１つが、冷却空気の噴流が前記燃料噴射口の少なくとも１つから流れる燃料の噴流内へ向くように方向づけられる、システム。
圧縮機と、
前記圧縮機から下流に配置される燃焼器と、
前記燃焼器から下流に配置されるタービンと
を備えるガスタービンであって、
前記燃焼器が、
一次燃料ノズルと、
前記一次燃料ノズルから下流に延在するライナであって、前記燃焼器内の燃焼ガス流路を画定し、内側および外側を有するライナと、
前記一次燃料ノズルから下流に配置され、前記ライナを通って延在する本体を有する渦停留型燃料噴射器であって、前記本体は、前記外側から外向きに延在する環状部、および前記環状部と同軸に整列し、前記内側から前記燃焼ガス流路内へ内向きに前記環状部から下流に延在する半環状部を有し、前記環状部が燃焼空気流路を画定し、前記半環状部が前記燃焼空気流路から下流に渦停留予混合領域を画定する、渦停留型燃料噴射器とを備え、
前記本体が、燃料供給部と流体連通する燃料回路を画定し、前記燃料回路が前記本体内に完全に入り、前記環状部と前記半環状部との間に延在し、前記本体が前記燃料回路と流体連通する複数の燃料噴射口をさらに画定し、
前記燃料噴射口によって前記燃料回路と前記渦停留予混合領域との間の流体連通が可能になる、
ガスタービン。
前記複数の燃料噴射口が、前記半環状部内に周方向に間隔を置いて設けられ、前記燃料噴射口の少なくとも一部が、燃料が前記燃料回路から前記渦停留予混合領域内へ流れるときに、燃料の流れに旋回を生じさせるような方向を向く、請求項１５に記載のガスタービン。
前記本体が、
前記本体内に完全に入り、前記環状部と前記半環状部との間に延在する冷却チャネルと、
前記環状部内に画定され、前記冷却チャネルと流体連通する冷却空気入口と、
前記冷却空気入口から下流で前記冷却チャネルと流体連通する複数の冷却空気出口であって、
前記冷却空気出口の少なくとも１つによって、前記渦停留予混合領域内への流体連通が可能になる、冷却空気出口と
をさらに画定する、請求項１５または１６に記載のガスタービン。
渦停留型燃料噴射器の本体を製作するための方法であって、前記本体が、前記本体内に完全に入り、前記本体の環状部と半環状部との間に延在する燃料回路、および複数の燃料噴射口を画定し、前記燃料噴射口が、前記燃料回路と渦停留予混合領域との間の流体連通を可能にし、
前記燃料回路を含む前記本体の３次元情報を決定するステップと、
前記３次元情報を前記本体の断面層を画定する複数のスライスに変換するステップであって、前記複数のスライスの少なくともいくつかが前記断面層内に空洞を画定する、ステップと、
レーザエネルギーまたは電子ビームエネルギーを用いて金属粉末を溶融することによって前記本体の各層を連続的に形成するステップと
を備える方法。
前記本体の３次元情報を決定するステップが、前記本体の３次元モデルを生成するステップをさらに備える、請求項１８に記載の方法。
前記本体の３次元情報を決定するステップが、前記燃料回路と流体連通する燃料噴射口を含む前記本体の３次元モデルを生成するステップをさらに備える、請求項１８または１９に記載の方法。
前記本体の３次元情報を決定するステップが、冷却チャネルと、前記冷却チャネルと流体連通する冷却空気入口と、前記冷却空気入口から下流で前記冷却チャネルと流体連通する冷却空気出口とを含む前記本体の３次元モデルを生成するステップをさらに備える、請求項１８乃至２０のいずれかに記載の方法。
レーザエネルギーを用いて金属粉末を溶融することによって前記本体の各層を連続的に形成するステップが、コバルトクロム、ＨＳ１８８、およびＩＮＣＯ６２５のうちの少なくとも１つを備える金属粉末を溶融するステップをさらに備える、請求項１８乃至２１のいずれかに記載の方法。
レーザエネルギーを用いて金属粉末を溶融することによって前記本体の各層を連続的に形成するステップが、粒径が約１０ミクロンから約７５ミクロンの間の金属粉末を溶融するステップをさらに備える、請求項１８乃至２２のいずれかに記載の方法。
レーザエネルギーを用いて金属粉末を溶融することによって前記本体の各層を連続的に形成するステップが、粒径が約１５ミクロンから約３０ミクロンの間の金属粉末を溶融するステップをさらに備える、請求項２３に記載の方法。