JP6824620B2 - 予混合パイロットノズル - Google Patents

Description

本発明は、一般に、ガスタービン燃焼器のための燃料ノズルアセンブリを含む。より具体的には、本発明は、予混合パイロットノズルを有する燃料ノズルアセンブリに関する。

ガスタービンは、工業工程及び発電工程で幅広く使用される。ガスタービンは、一般に、連続した流れ順で、圧縮機、燃焼セクション、及び、タービンを含む。燃焼セクションは、外側ケーシングの周囲に環状に配置される複数の燃焼器を含んでもよい。動作時、外気などの作動流体は、それが圧縮機を通じて流れる際に漸進的に圧縮される。圧縮された作動流体の一部は、圧縮機から燃焼器のそれぞれへ向けて経路付けられ、燃焼器では、燃焼域内で作動流体が燃料と混合されて燃焼され、燃焼ガスが生み出される。燃焼ガスはタービンを通じて高温ガス経路に沿って経路付けられ、この場合、ロータシャフトに結合されるタービンロータブレードを介して熱エネルギー及び／又は運動エネルギーが燃焼ガスから引き出され、それにより、ロータシャフトが回転して仕事及び／又は推進力を生み出す。

一部の燃焼システムは複数の予混合型燃料ノズルを利用する。例えば、一部の燃焼器は、中心予混合燃料ノズル又は一次予混合燃料ノズルと、中心燃料ノズルの周囲に環状に配置される複数の二次予混合燃料ノズルとを含む。燃料ノズルのこの配置は、燃料ステージング、所望の排出性能、及び、火炎安定性をもたらす。

燃料ノズルのうちの少なくとも１つが予混合パイロットノズルを含んでもよい。予混合パイロットノズルは、対応する燃料ノズルの中心体部分と同軸に位置合わせされてもよく、また、燃焼域よりも上流側の中心体の先端部に配置されてもよい。特定の燃焼工程モード中、予混合パイロットノズルは、パイロット火炎を生み出すために、予混合された燃料と空気との混合物を燃焼域へ供給してもよい。パイロット火炎は、一般に、燃焼器が特定のモードで動作される際に及び／又は燃焼器が様々な動作モード間で移行するときに火炎安定性を確保するために使用される。

予混合パイロットノズルは、一般に、燃焼域の近傍に位置される平坦な或いは平らな下流側表面を有する先端部を含む。複数の燃料ポート及び／又は空気通路が、下流側表面を貫通して延びるとともに、先端部から出る予混合された燃料及び空気の流体連通をもたらす。パイロット火炎の基部は、下流側表面に隣接して或いは下流側表面の直ぐ下流に存在する。結果として、下流側表面が極めて高い温度に晒される。

先端部の下流側表面を冷却するための１つの解決策は、先端部の上流側又は裏面又は表面を横切って空気を方向付けることを含んでもよい。下流側表面を冷却するための他の技術は、略平坦な下流側表面を横切って冷却空気を方向付けることを含んでもよい。しかしながら、この技術は、冷却空気がパイロット火炎の基部又はその近傍でパイロット火炎と衝突するときに火炎不安定性をもたらす場合がある。これに加えて或いは代えて、所望の構成部品寿命を達成して、熱応力を減少させ、下流側表面上の堆積物形成を減少させるために熱障壁コーティング及び／又は抗酸化コーティングなどの様々なコーティングが下流側表面に塗布されてもよい。

これらの解決策は、パイロット予混合ノズルの先端部の冷却を減少させる或いは管理するために有効であるが、先端部の下流側端部に対する冷却を行ないつつ火炎不安定性を減少させる改良された予混合パイロットノズルが当該技術分野において役立ち得る。

本発明の態様及び利点は、以下の説明において以下に記載され、或いは、説明から明らかであってもよく、或いは、発明の実施を通じて学習されてもよい。

本発明の１つの実施形態はパイロット予混合ノズルである。パイロット予混合ノズルは下流側表面を有する先端部を含み、下流側表面は、先端部の内壁の下流側端部と先端部の外壁の下流側端部との間で延びる。内壁の下流側端部は、外壁の下流側端部よりも軸方向上流側で終端する。下流側表面の少なくとも一部が曲線を成す。先端部は、先端部の周囲に環状に配置される複数の軸方向に延びる予混合チューブを更に備える。予混合チューブのそれぞれは、先端部を貫通する予混合流路を画定する。また、予混合チューブのそれぞれは、下流側表面から軸方向にオフセットされる出口も含む。

本開示の他の実施形態は燃料ノズルアセンブリである。燃料ノズルアセンブリは、燃料ノズルアセンブリの中心線に沿って軸方向に延びる中心体を含む。中心体内にはパイロット燃料回路とパイロット空気回路とが画定される。燃料ノズルアセンブリは、中心体内で軸方向に延びる予混合パイロットノズルを更に含む。予混合パイロットノズルは先端部を備える。先端部は、先端部の内壁の下流側端部と先端部の外壁の下流側端部との間で延びる下流側表面を含む。内壁の下流側端部は、外壁の下流側端部よりも軸方向上流側で終端する。下流側表面の少なくとも一部が曲線を成す。先端部は、先端部の周囲に環状に配置される複数の軸方向に延びる予混合チューブを更に備える。予混合チューブのそれぞれは、下流側表面から軸方向にオフセットされる出口を含む。各チューブは、下流側表面よりも下流側で終端して先端部を貫通する予混合流路を画定する。

本開示の他の実施形態は燃焼器である。燃焼器は、エンドカバーと、中心燃料ノズルの周囲に環状に配置される複数の燃料ノズルアセンブリとを含む。複数の燃料ノズルアセンブリの各燃料ノズルアセンブリ及び中心燃料ノズルはエンドカバーに接続固定される。複数の燃料ノズルアセンブリの少なくとも１つの燃料ノズルアセンブリは、燃料ノズルアセンブリの中心線に沿って軸方向に延びる中心体を含み、中心体内にはパイロット燃料回路とパイロット空気回路とが画定される。予混合パイロットノズルが中心体内で軸方向に延びる。予混合パイロットノズルは先端部を含み、先端部は、先端部の内壁の下流側端部と先端部の外壁の下流側端部との間で延びる下流側表面を備える。内壁の下流側端部は、外壁の下流側端部よりも軸方向上流側で終端し、また、下流側表面の少なくとも一部は曲線を成す。先端部は、先端部の周囲に環状に配置される複数の軸方向に延びる予混合チューブを更に備える。予混合チューブのそれぞれは、下流側表面から軸方向にオフセットされる出口を含み、各チューブは、下流側表面よりも下流側で終端して先端部を貫通する予混合流路を画定する。

当業者は、明細書を検討すると、そのような実施形態及び他の実施形態の特徴及び態様をより良く理解できる。

当業者に対する本発明の最良の態様を含む本発明の完全で可能な開示は、特に、添付の図への参照を含めて、明細書の残りの部分に記載される。

本発明の様々な実施形態を組み入れてもよい典型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入れてもよい典型的な燃焼器の側面図である。 本発明の１つ以上の実施形態を組み入れてもよい典型的な燃料ノズルアセンブリの斜視断側面図である。 図３に与えられる燃料ノズルアセンブリの上流側の図である。 本発明の少なくとも１つの実施形態に係る図３及び図４に示される燃料ノズルアセンブリの一部の側断面図である。 本発明の少なくとも１つの実施形態に係る燃料ノズルアセンブリの一部の拡大斜視断側面図である。 本発明の少なくとも１つの実施形態に係る燃料ノズルアセンブリの一部の拡大斜視側面図である。 本発明の少なくとも１つの実施形態に係る燃料ノズルアセンブリの一部の拡大側面図である。

ここで、本発明の実施形態について詳しく言及し、その実施形態の１つ以上の例が添付図面に示される。詳細な説明は、数値表記及び文字表記を使用して図面中の特徴を参照する。図面中及び説明中の同様の或いは類似する表記は、本発明の同様の或いは類似する部分を参照するために使用された。本明細書中で使用される用語「第１」、「第２」、及び、「第３」は、１つの構成要素を他の構成要素から区別するために置き換え可能に使用されてもよく、また、個々の構成要素の位置又は重要性を示そうとするものではない。用語「上流」及び「下流」とは、流体経路中の流体の流れに関する相対的な方向のことである。例えば、「上流」とは、流体が流れてくる方向のことであり、また、「下流」とは、流体が流れていく方向のことである。

それぞれの例は、発明の説明として与えられ、発明の限定として与えられるものではない。実際に、当業者に明らかなように、本発明においては、その範囲又は思想から逸脱することなく、改変及び変形を成すことができる。例えば、１つの実施形態の一部として図示される或いは説明される特徴は、更なる別の実施形態をもたらすべく他の実施形態で使用されてもよい。したがって、本発明がそのような改変及び変形を添付の特許請求項及びそれらの等価物の範囲内に入るように網羅することが意図される。本発明の典型的な実施形態は一般に例示目的で地上発電ガスタービン燃焼器のための予混合燃料ノズルアセンブリとの関連で説明されるが、当業者であれば容易に分かるように、本発明の実施形態は、ターボマシンのための任意の形式又はタイプの燃焼器に適用されてもよく、また、特許請求項中に具体的に挙げられなければ、地上発電ガスタービンのための燃焼器又は燃焼システムに限定されない。

ここで、図面を参照すると、同一の数字は図の全体にわたって同じ要素を示し、図１は、本発明の様々な実施形態を組み入れてもよい典型的なガスタービン１０の機能ブロック図を与える。図示のように、ガスタービン１０は一般に入口セクション１２を含み、入口セクション１２は、一連のフィルタ、冷却コイル、湿分分離器、及び／又は、ガスタービン１０に入る空気１４又は他の作動流体を浄化する、さもなければ調整するための他の装置を含んでもよい。空気１４は、圧縮空気１８を生み出すべく圧縮機１６が運動エネルギーを空気１４に対して漸進的に与える圧縮機セクションへ流れる。

圧縮空気１８は、１つ以上の燃焼器２４内で可燃性混合物を形成するために燃料供給システム２２からの燃料と混合される。可燃性混合物は、高い温度、圧力、及び、速度を有する燃焼ガス２６を生み出すために燃焼される。燃焼ガス２６は、仕事を生み出すためにタービンセクションのタービン２８を通じて流れる。例えば、タービン２８は、タービン２８の回転が圧縮空気１８を生み出すべく圧縮機１６を駆動させるようにシャフト３０に接続されてもよい。これに代えて或いは加えて、シャフト３０は、電気を生み出すための発電機３２に対してタービン２８を接続してもよい。タービン２８からの排ガス３４は、タービン２８よりも下流側の排気筒３８に対してタービン２８を接続する排気セクション３６を通じて流れる。排気セクション３６は、例えば、排ガス３４から環境への解放前に更なる熱を取り除いて引き出すための熱回収蒸気発生器（図示せず）を含んでもよい。

燃焼器２４は、当該技術分野において知られる任意のタイプの燃焼器であってもよく、また、本発明は、特許請求項中に具体的に挙げられなければ任意の特定の燃焼器形態に限定されない。例えば、燃焼器２４はカニュラー型燃焼器又はアニュラー型燃焼器であってもよい。図２は、図１に示されるガスタービン１０内に組み込まれてもよく且つ本発明の１つ以上の実施形態を組み入れてもよい典型的な燃焼器２４の一部の斜視側面図である。

図２に示される典型的な実施形態において、燃焼器２４は、圧縮機排出ケーシングなどの外側ケーシング４０によって少なくとも部分的に取り囲まれる。外側ケーシング４０は、燃焼器２４を少なくとも部分的に取り囲む高圧プレナム４２を少なくとも部分的に画定してもよい。高圧プレナム４２は、圧縮機から圧縮空気１８を受けるために圧縮機１６（図１）と流体連通する。外側ケーシング４０にはエンドカバー４４が結合される。外側ケーシング４０及びエンドカバー４４は、燃焼器２４のヘッドエンド部４６を少なくとも部分的に画定してもよい。

１つ以上の燃料ノズルアセンブリ４８がヘッドエンド４６内で及び／又はヘッドエンド４６を貫通してエンドカバー４４から下流側へと軸方向に延びる。燃料ノズルアセンブリ４８の少なくとも一部は、エンドカバー４４を介して燃料供給システム２２と流体連通してもよい。特定の実施形態において、燃料ノズルアセンブリ４８のうちの少なくとも１つは、例えばエンドカバー４４を介して抽出空気供給源５０と流体連通してもよい。

燃焼器２４は、外側ケーシング４０内で燃焼室５４を少なくとも部分的に画定する燃焼ライナー及び／又は移行ダクトなどの１つ以上のライナー５２を含んでもよい。ライナー５２は、燃焼ガス２６をタービン２８の中へと方向付けるための高温ガス経路５６を少なくとも部分的に画定してもよい。特定の形態では、１つ以上の流れスリーブ又は衝突スリーブ５８がライナー５２を少なくとも部分的に取り囲んでもよい。流れスリーブ５８は、圧縮空気１８の一部を燃焼器２４のヘッドエンド部４６の方へと方向付けるための環状の流れ経路６０を画定するためにライナー５２から径方向に離間されてもよい。

図３は、図２に示されるような燃焼器２４に組み込まれてもよい本発明の１つ以上の実施形態に係る典型的な予混合型燃料ノズルアセンブリ１００の斜視断側面図を与える。図４は、図３に示される燃料ノズルアセンブリ１００の上流側の図を与える。燃料ノズルアセンブリ１００は、図２に示される燃料ノズルアセンブリ４８のうちの１つ、いずれか、或いは、全てを表わしてもよく、また、特許請求項に別段に挙げられなければエンドカバー４４に沿う或いは燃焼器２４内の任意の特定の場所又は位置に限定されない。特定の実施形態では、燃料ノズルアセンブリ１００が「デュアル燃料」型燃料ノズルアセンブリとして構成されてもよく、結果として、本明細書中で提供される燃料ノズルアセンブリ１００は、気体燃料又は液体燃料又はこれらの両方で燃焼する或いは動作するように構成され或いは改変されてもよい。

図３に示されるように、燃料ノズルアセンブリ１００は一般に中心体１０２を含む。中心体１０２は、燃料ノズルアセンブリ１００の中心線１０４に沿って軸方向に延びる。パイロット燃料回路１０６が中心体１０２内に画定される。パイロット空気回路又は通路１０８も中心体１０２内に画定される。特定の実施形態では、パイロット燃料回路１０６が燃料供給システム２２（図２）と流体連通する。特定の実施形態では、パイロット空気回路１０８が燃焼器及び／又は抽出空気供給源５０（図２）のヘッドエンド４６（図２）のうちの少なくとも１つと流体連通してもよい。図３に示されるように、中心体１０２は、略環状であるとともに、単数のチューブ１１０を構成してもよく、又は、単数の或いは連続する中心体１０２を形成するために互いに結合される複数のチューブ１１０を備えてもよい。中心体１０２は、一般に、下流側端部１１４から軸方向に離間される上流側端部１１２を含む。

図３及び図４に示される特定の実施形態では、燃料ノズルアセンブリ１００が外側スリーブ１１６を含んでもよい。外側スリーブ１１６は、中心体１０２と略同軸に位置合わせされるとともに中心体１０２から径方向に離間されて、中心体との間で環状通路１１８を画定する。複数のスワラーベーン１２０が中心体１０２から外側スリーブ１１６へ向けて径方向外側に延びてもよい。スワラーベーン１２０は、燃焼器２４の動作中に環状通路１１８を通じて流れる圧縮空気１８の一部に対して中心線１０４周りの傾斜渦流を与えるように構成されてもよい。

特定の動作形態では、高圧プレナム４２からの圧縮空気１８の一部が燃料ノズルアセンブリ１００の環状通路１１８に入り、この場合、圧縮空気が環状通路１１８を通じて流れる際にスワラーベーン１２０が圧縮空気１８に対して傾斜渦流を与える。天然ガスなどの気体燃料が圧縮空気１８の流れの中へ注入される。気体燃料は、反応域５４（図２）よりも上流側の環状通路１１８内で圧縮空気１８と混合される。予混合燃料及び空気は、環状通路１１８から出て、反応域５４に入り、燃焼ガス２６をもたらすべく燃焼される。

図３及び図４に示される様々な実施形態において、燃料ノズルアセンブリ１００は、中心体１０２内で略軸方向に延びる予混合パイロットノズル２００を含む。図５は、図２に示される燃料ノズルアセンブリ１００（図３）及び／又は燃焼器２４に組み込まれてもよい本発明の１つ以上の実施形態に係る典型的な予混合パイロットノズル２００の下流側端部２０２の拡大断側面図を与える。図３及び図５に示されるように、予混合パイロットノズル２００は環状ステム２０４を含んでもよい。図３に示されるように、ステム２０４の第１の端部又は上流側端部２０６は、エンドカバー４４（図２）と結合され及び／又は接続されるように構成され或いは形成されてもよい。ステム２０４は、パイロット燃料通路１０６及び／又はパイロット空気通路１０８を少なくとも部分的に画定してもよい。

図５に示されるように、予混合パイロットノズル２００は、ステム２０４の下流側端部２１０に一端が結合される環状の形状を成すベローズ２０８を含んでもよい。特定の形態において、ベローズ２０８は、第２の端部が流れ膨張カラー２１２に結合されてもよい。ステム２０４、ベローズ２０８、及び、流れ膨張カラー２１２は、予混合パイロットノズル２００の軸方向中心線２１４に対して同軸に位置合わせされてもよい。予混合パイロットノズル２００は、ベローズ２０８を周方向で取り囲む環状スリーブ又はライナー２１６を更に含んでもよい。１つの実施形態において、ライナー２１６は、ベローズ２０８とライナー２１６との間にプレナム又は間隙２１８を形成してもよい。ライナー２１６は、ステム２０４及び／又は流れ膨張カラー２１２と係合固定されてもよく或いは摺動可能に係合されてもよく、したがって、ステム２０４と膨張カラー２１２との間で熱膨張が可能となる。

図３、図４、図５に示される様々な実施形態では、予混合パイロットノズル２００が先端部２２０を含む。特定の実施形態において、先端部２２０は、中心体１０２の下流側端部１１４に結合される及び／又は下流側端部１１４内に取り付けられる。先端部２２０は、略環状であってもよく、また、中心線２１４に対して流れ膨張カラー２１２から下流側へと軸方向に延びる。特定の実施形態において、先端部２２０は、ステム２０４、ベローズ２０８、及び、流れ膨張カラー２１２のうちの１つ以上と同軸的に位置合わせされる。ステム２０４、ベローズ２０８、流れ膨張カラー２１２、及び、先端部２２０のそれぞれは、中心体１０２（図３）を通じてパイロット空気回路１０８を少なくとも部分的に画定してもよい。

図５に示される様々な実施形態において、先端部２２０は、中心線２１４の周りに或いは周囲に環状に配置される複数の予混合チューブ２２２を含む。予混合チューブ２２２は、先端部２２０の内壁２２４と外壁２２６との間に径方向で画定され或いは配置されてもよい。それぞれの予混合チューブ２２２は、中心線２１４に対して略軸方向に延びる。それぞれの予混合チューブ２２２は、予混合パイロットノズル２００の先端部２２０を貫通する予混合流路２２８を画定する。

図５に示されるように、それぞれの予混合チューブ２２２は、先端部２２０の上流側壁又は上流側表面２３２に沿って画定される入口２３０と、先端部２２０の下流側表面又は下流側壁２３６から軸方向にオフセットされる出口２３４とを含む。それぞれの予混合チューブ２２２の入口２３０はパイロット空気回路１０８と流体連通する。それぞれの予混合チューブ２２２の出口２３４は、対応する予混合流路２２８と燃焼室又は反応域５４（図２）との間の流体連通をもたらす。図５に示される特定の実施形態において、予混合チューブ２２２のそれぞれ又は少なくとも一部は、パイロット燃料回路１０６と対応する予混合流路２２８との間の流体連通をもたらす１つ以上の燃料ポート２３８を含む。

図６は、本発明の少なくとも１つの実施形態に係る予混合パイロットノズル２００の先端部２２０の一部の斜視図である。図５及び図６に示されるように、内壁２２４の下流側端部２４０は、中心線２１４に対して外壁２２６の下流側端部２４２よりも軸方向上流側で終端する。

図６に示される様々な実施形態において、先端部２２０の下流側表面２３６は、先端部２２０の内壁２２４の下流側端部２４０と先端部２２０の外壁２２６の下流側端部２４２との間で径方向、軸方向、及び、周方向に延びる。図６に示されるように、先端部２２０の下流側表面２３６の少なくとも一部は、略曲線を成す及び／又は曲線断面形状を有する。

図５及び図６に示される様々な実施形態において、それぞれの予混合チューブ２２２は、内壁２２４の下流側端部２４０よりも軸方向下流側で終端する。このように、それぞれの予混合チューブ２２２の出口２３４は、内壁２２４の下流側表面２３６及び下流側端部２４０から軸方向にオフセットされる。図６に示される特定の実施形態において、予混合チューブ２２２の少なくとも１つは、外壁２２６の下流側端部２４２の共通の径方向平面にほぼ隣接して或いは共通の径方向平面内で終端する。図７に示される代わりの実施形態において、予混合チューブ２２２の少なくとも１つは、中心線２１４に対して外壁２２６の下流側端部２４２よりも軸方向下流側にあるポイントで終端する。

図８は、本発明の様々な実施形態に係る予混合パイロットノズル２００の一部の斜視図を与える。図６及び図８に示される様々な実施形態において、下流側表面２３６の少なくとも一部は、内壁２２４の下流側端部２４０と外壁２２６の下流側端部２４２との間で凹状に延びる。特定の実施形態において、下流側表面２３６の少なくとも一部は、予混合チューブ２２２の周囲で湾曲する及び／又は予混合チューブ２２２の周囲で少なくとも部分的に屈曲部を形成する。図６及び図８に示される特定の実施形態において、隣接する予混合チューブ２２２は、それらの間に下流側表面２３６に沿って冷却流チャネル２４４を画定してもよい。図６に示される特定の実施形態において、予混合チューブの少なくとも１つは、対応する予混合チューブ２２２と先端部２２０の外壁２２６との間で延びるブリッジ部２４６を含む。

図５及び図６にまとめて示される様々な実施形態では、先端部２２０の内壁２２４が開口２４８を画定する。図３に示されるように、開口２４８は、カートリッジ２５０を受けるように寸法付けられ或いは構成されてもよい。カートリッジ２５０は、ガスオンリーカートリッジ、エアーパージカートリッジ、液体燃料カートリッジ等を備えてもよい。図６に示されるように、カートリッジ２５０は、カートリッジ２５０の下流側端部２５４に或いはその近傍に画定される１つ以上の冷却通路又は穴２５２を含んでもよい及び／又は画定してもよい。カートリッジ２５０は、冷却媒体がカートリッジ２５０を通じて流れる際に冷却媒体に対して渦流を与えるように構成されてもよい。

燃焼器２４のパイロット予混合動作では、パイロット燃料がパイロット燃料回路１０６に供給されるとともに、パイロット空気がパイロット空気回路１０８に供給される。パイロット空気は入口２３０を介して予混合流路２２８に流れ込む。パイロット燃料が燃料ポート２３８を介して予混合流路２２８内へ注入される。パイロット燃料とパイロット空気とが予混合流路２２８内で混合し、予混合された燃料−空気混合物が予混合チューブ２２２の出口２３４から燃焼域５４へ向けて流れる。図５に示されるように、予混合された燃料−空気混合物は、それぞれの予混合チューブ２２２の出口２３４でパイロット火炎２５６をもたらすべく点火される。

図５に示されるように、パイロット火炎２５６の基部２５８がそれぞれの予混合チューブ２２２の出口２３４に或いはその近傍に存在する。図６及び図８に矢印２６０により示される圧縮空気などの冷却媒体がカートリッジ２５０に供給される。冷却媒体２６０は、冷却通路２５２から予混合パイロットノズル２００の先端部２２０の下流側表面２３６に沿って流れ、したがって、下流側表面及び／又は予混合チューブ２２２に対する冷却又は膜冷却をもたらす。冷却媒体２６０は、その後、下流側表面２３６から出てもよく、また、燃料ノズルアセンブリ１００の環状通路１１８から流れる燃料と空気との混合物によって運び去られてもよい。

予混合パイロットノズル２００の下流側表面２３６の曲線形状又は凹形状は、冷却媒体２６０の膜を下流側表面２３６に強固に付着された状態に保つとともに、下流側表面２３６に沿う冷却媒体の更に厚い膜を可能にしてもよい。隣接する予混合チューブ２２２間に画定される冷却チャネル２２４は、予混合チューブの下流側端部間及び／又は下流側端部の周囲で冷却媒体を経路付け、したがって、予混合チューブの下流側端部に対する冷却をもたらす。

予混合チューブの出口２３４を下流側表面２３６及び／又は内壁２２４の下流側端部２４０から軸方向にオフセットすることにより、パイロット火炎２５６の基部２５８が冷却媒体２６０の膜から持ち上げられる。結果として、冷却媒体２６０は、パイロット火炎２５６の基部２５８と衝突せず或いは相互作用せず、それにより、パイロット火炎２５６における反応速度及びパイロット火炎安定性に対する正味の影響が最小又はゼロになる。

この書かれた説明は、実施例を使用して、最良の態様を含む発明を開示するとともに、任意の装置又はシステムを形成して使用すること、及び、任意の組み入れられた方法を実行することを含めて、任意の当業者が発明を実施できるようにする。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって規定され、また、当業者が想起する他の実施例を含んでもよい。そのような他の実施例は、それらが特許請求項の文字通りの言葉とは異ならない構造的要素を有する場合には、或いは、それらが特許請求項の文字通りの言葉と実質的に異ならない等価な構造的要素を含む場合には、特許請求の範囲内に入るべく意図される。

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 圧縮された作動流体
２０ 燃料
２２ 燃料供給源
２４ 燃焼器
２６ 燃焼ガス
２８ タービン
３０ シャフト
３２ 発電機／モータ
３４ 排ガス
３６ 排気セクション
３８ 排気筒
４０ ケーシング
４２ 高圧プレナム
４４ エンドカバー
４６ ヘッドエンド
４８ 燃料ノズルアセンブリ
５０ 抽出空気供給源
５２ ライナー
５４ 燃焼室
５６ 高温ガス経路
５８ 流れ／衝突スリーブ
６０ 環状流路
１００ 燃料ノズルアセンブリ
１０２ 中心体
１０４ 中心線
１０６ パイロット燃料回路
１０８ パイロット空気回路
１１０ チューブ
１１２ 上流側端部
１１４ 下流側端部
１１６ 外側スリーブ
１１８ 環状通路
１２０ スワラーベーン
２００ 予混合パイロットノズル
２０２ 下流側端部−予混合パイロットノズル
２０４ ステム
２０６ 上流側端部−ステム
２０８ ベローズ
２１０ 下流側端部−ステム
２１２ 膨張カラー
２１４ 中心線
２１６ スリーブ／ライナー
２１８ プレナム／間隙
２２０ 先端／予混合部
２２２ 予混合チューブ
２２４ 内壁−先端部
２２６ 外壁−先端部
２２８ 予混合流路
２３０ 入口
２３２ 上流側壁／表面
２３４ 出口
２３６ 下流側表面／壁
２３８ 燃料ポート
２４０ 下流側端部−内壁
２４２ 下流側端部−外壁
２４４ 冷却チャネル
２４６ ブリッジ部
２４８ 開口
２５０ カートリッジ
２５２ 冷却通路
２５４ 下流側端部−カートリッジ
２５６ パイロット火炎
２５８ 基部
２６０ 冷却媒体

Claims (10)

1. 燃料ノズルアセンブリ（１００）であって、当該燃料ノズルアセンブリ（１００）が、
   当該燃料ノズルアセンブリ（１００）の中心線に沿って軸方向に延びる中心体（１０２）であって、該中心体（１０２）内にパイロット燃料回路（１０６）とパイロット空気回路（１０８）とが画定される、中心体（１０２）と、
   前記中心体（１０２）と同軸に配置された外側スリーブ（１１６）であって、前記中心体（１０２）と該外側スリーブ（１１６）とがそれらの間に環状通路（１１８）を画定する、外側スリーブ（１１６）と、
   前記環状通路（１１８）内で前記中心体（１０２）と前記外側スリーブ（１１６）との間に延びる複数のスワラーベーン（１２０）と、
   前記中心体（１０２）内で軸方向に延びる予混合パイロットノズル（２００）であって、該予混合パイロットノズル（２００）が先端部（２２０）を有し、該先端部（２２０）が該先端部（２２０）の内壁（２２４）の下流側端部（２４０）と該先端部（２２０）の外壁（２２６）の下流側端部（２４２）との間で延びる下流側表面（２３６）を備え、前記内壁（２２４）の下流側端部（２４０）が前記外壁（２２６）の下流側端部（２４２）よりも軸方向上流側で終端し、前記下流側表面（２３６）の少なくとも一部が曲線を成すとともに、前記下流側表面（２３６）の少なくとも一部が、前記内壁（２２４）の下流側端部（２４０）と前記外壁（２２６）の下流側端部（２４２）との間で凹状に延びる、予混合パイロットノズル（２００）と
   を備えており、
   前記先端部（２２０）が、該先端部（２２０）の周囲に環状に配置される複数の軸方向に延びる予混合チューブ（２２２）を更に備え、該予混合チューブ（２２２）の各々が、前記下流側表面（２３６）から軸方向にオフセットされる出口（２３４）を含み、前記予混合チューブ（２２２）の各々が、前記下流側表面（２３６）よりも下流側で終端して前記先端部（２２０）を貫通する予混合流路（２２８）を画定し、隣接する予混合チューブ（２２２）が、それらの間に前記下流側表面（２３６）の凹部に沿って冷却流チャネル（２４４）を画定する、燃料ノズルアセンブリ（１００）。
2. 前記下流側表面（２３６）が前記予混合チューブ（２２２）の各々の周囲で少なくとも部分的に湾曲する、請求項１に記載の燃料ノズルアセンブリ（１００）。
3. 前記先端部（２２０）が、前記燃料ノズルアセンブリ（１００）の前記中心体（１０２）内に前記パイロット燃料回路（１０６）を少なくとも部分的に画定し、前記予混合チューブ（２２２）の各々が前記パイロット燃料回路（１０６）と流体連通する、請求項１又は請求項２に記載の燃料ノズルアセンブリ（１００）。
4. 前記予混合チューブ（２２２）の各々が、前記先端部（２２０）の外壁（２２６）に接続されるブリッジ部（２４６）を含む、請求項１乃至請求項３のいずれか１項に記載の燃料ノズルアセンブリ（１００）。
5. 前記予混合チューブ（２２２）のうちの少なくとも１つが、前記外壁（２２６）の下流側端部（２４２）に隣接して終端する、請求項１乃至請求項４のいずれか１項に記載の燃料ノズルアセンブリ（１００）。
6. 前記予混合チューブ（２２２）のうちの少なくとも１つが、前記外壁（２２６）の下流側端部（２４２）よりも下流側で終端する、請求項１乃至請求項４のいずれか１項に記載の燃料ノズルアセンブリ（１００）。
7. 当該燃料ノズルアセンブリ（１００）が、前記中心体（１０２）及び前記予混合パイロットノズル（２００）内で軸方向に延びるカートリッジ（２５０）をさらに備えており、該カートリッジ（２５０）が、前記予混合パイロットノズル（２００）の先端部（２２０）の下流側表面（２３６）に冷却媒体（２６０）を供給するように構成されている、請求項１乃至請求項６のいずれか１項に記載の燃料ノズルアセンブリ（１００）。
8. 前記カートリッジ（２５０）が、該カートリッジ（２５０）の下流側端部（２５４）又はその近傍に画定される１つ以上の冷却穴（２５２）を含む、請求項７に記載の燃料ノズルアセンブリ（１００）。
9. 前記カートリッジ（２５０）が、前記先端部（２２０）の内壁（２２４）内に画定されたカートリッジ開口（２４８）内に配置される、請求項７又は請求項８に記載の燃料ノズルアセンブリ（１００）。
10. 燃焼器（２４）であって、当該燃焼器（２４）が、
    エンドカバー（４４）と、
    中心燃料ノズルと、
    前記中心燃料ノズルの周囲に環状に配置される複数の燃料ノズルアセンブリ（１００）と
    を備えており、前記複数の燃料ノズルアセンブリ（１００）の各々が、請求項１乃至請求項９のいずれか１項に記載の燃料ノズルアセンブリであり、前記複数の燃料ノズルアセンブリの各燃料ノズルアセンブリ及び前記中心燃料ノズルが前記エンドカバーに接続固定されている、燃焼器（２４）。