JPH06510361A - ガスタービンエンジン用低有害排出物燃焼ノズル - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 ガスタービンエンジン用低有害排出物燃焼ノズル〔技術分野〕 本発明は、低有害排出物燃焼燃料インジェクタノズルに関する。より詳細には、 本発明は、燃料と混合される燃焼用空気を制御して、空燃比を制御するための燃 焼ノズルに関するものである。

〔背景技術〕

ガスタービンエンジンの可燃性燃料として化石の燃料を使用することにより一酸 化炭素、二酸化炭素、水蒸気、煙及び微粒子物質、未燃焼炭化水素、酸化窒素及 び酸化イオウの燃焼生成物が発生する。これら上記の生成物のうち二酸化炭素と 水蒸気は一般的なものであり問題のないものであるといえる。殆どの適用におい て、政府が課した条例は排出ガス内で放出される汚染物の量を規制している。

過去において、燃焼生成物の殆どは、設計の変更と燃料の選択により制御されて きた。例えば、現在では、煙は一般的に燃焼器における設計の変更により制御さ れてきており、微粒子物質は、一般的にトラップやフィルターにより制御されて おり、更に、酸化イオウは、一般的にイオウの全体含有量が低い燃料を選択する ことにより制御されている。ガスタービンエンジンから放出される排出ガスにお ける第一の排出物として、−酸化炭素、未燃焼炭化水素及び窒素酸化物が残る。

窒素酸化物は、従来の燃焼システムにおいて二つの方法で発生する。例えば・窒 素酸化物は、大気中の窒素と酸素との直接的な結合及び燃料内での有機窒素の存 在により、燃焼ゾーン内で高温度で生成される。窒素酸化物が生成される比率は 、火炎温度により決まる。従って、火炎温度を少し下げることにより酸化窒素の 発生をかなり少なくすることができる。

ガスタービン燃焼器の燃焼ゾーンにおける最大温度を下げる手段を提供している 過去及び現在のシステムには、第一の燃焼ゾーンに導入する空気の量を増加する こと、燃焼ゾーンに冷却された排気生成物を還流すること、及び燃焼ゾーンに水 スプレーを噴射すること、などがある。このようなシステムの例が１９８８年３ 月２９日に発行されたＨａｒｒｙ　Ａ、　Ｋｉｄｄによる米国特許番号第４．７ ３３．５２７号に開示されている。この特許の中で開示されている方法と装置は 全ての大気条件のもとで、無負荷から全負荷の範囲にわたる燃料の流れに対して ＮＯｘ排出物の量を自動的に略一定のレベルに維持できる。水対燃料の比率は、 与えられた作動状態でＮＯｘ排出物が略一定レベルになるよう計算され、ガスタ ービンへの実際の燃料の流れを知り、所望の水対燃料の比率が達成されるのに適 当な水の流れを燃焼器に噴射するのに必要な水吐量バルブの位置を示す信号を発 生させる。

水噴射システムで使用されるインジェクタノズルが１９８６年７月１５日発行さ れたＪｅｒｏｍｅ　Ｒ，Ｂｒａｄｌｅｙによる米国特許番号第４．６００，１５ １号に開示されている。このインジェクタノズルは、環状シュラウド手段と複数 のスリーブ手段とを備え、両者は、一方が他方の中に間隔をあけて配置されるよ うに作動的に組合わされている。このスリーブ手段は、液体燃料受取チャムバと 、該液体燃料受取チャムバ内に設けられ、液体燃料に加えて或いは液体燃料の代 わりに水或いは補助燃料を放出する水或いは補助燃料受取チャムバと、内側の空 気受取チャムバとを形成する。空気受取チャムバは、圧縮機が放出した空気を受 取り、該チャムバからの燃料スプレーコーン及び／または水或いは補助燃料に向 けて放出して、これらと混合し、水或いは補助燃料を圧縮機が放出した空気と混 合するために、圧縮機が放出した他の空気を受取り、外側から燃料スプレーコー ン及び／または水或いは補助燃料へに向けて放出して混合を行う。

ガスタービンエンジンの燃料インジェクタの他の例が１９８４年８月７日に発行 されたＪｅｆｆｒｅｙ　Ｄ、　Ｗｉｌｌｉｓ　ｅｔ　ａｌによる米国特許番号第 ４，４６３．５６８号に開示されている。この特許においては、デュアル燃料イ ンジェクタが、隣接した上流と下流の反対向きの渦の中で所定の空燃比を維持し 、インジェクタ上の炭素沈積物を減少させるように形成されている。このインジ ェクタは、中央ダクト、変形可能部材、第一の半径方向にアウトレフト、環状ダ クトを形成するシュラウド及び第二の半径方向にアウトレフトからなる。ダクト は圧縮空気の供給を受け、中央ダクトは環状ノズルからガス燃料を受取り、環状 ダクトは一組のノズルから液状燃料を受け取る。インジェクタが液状燃料上で作 動しているときに、燃料と空気の混合物が第二のアウトレットから流出し、圧縮 空気が第一のアウトレットから流出して、二つの温間の燃料移動を防ぐ。このよ うにして、ＮＯｘの放出を減少させる上流側の渦の中で、濃い空燃比を維持する ことができる。また、第一のアウトレットからの空気の流れは、変形部材上に液 体燃料からの炭素が沈積するのを減少させることができる。

他の燃料噴射の例が１９８２年５月４日発行のεｒｉｃ　Ｈｕｇｈｅｓ　ｅｔ　 ａｌによる米国特許第４．３２７．５４７号に開示されている。この燃料インジ ェクタは、Ｎ。

Ｘの放出を減少する水インジェクタ手段と、液体燃料がガスダクトに入るのを防 ぐためにエアーパージホールを有するヴエンチュリ部分を有する外部環状ガス燃 料ダクト手段とを備えている。更に、水及び液体燃料用インレットを備えた内部 環状液体燃料ダクトが設けられており、それを介して、圧縮空気が流れる。内部 環状ダクトはノズル内まで延びて終結しており、圧縮空気が流れる中央の流通路 は、内側の第二のディフューザを有している主ディフューザ内まて延びて終結す る。両ディフューザの表面は、該表面が圧縮空気により洗浄されてインジェクタ への炭素の付着を減少させるか、或いは付着を防ぎ、ディフューザが結果として 中空ビントルを形成するように構成されている。

他のガスタービンエンジンを使用するための他の燃焼器装置が１９７５年９月２ ３日に発行されたＲｏｂｅｒｔ　Ｄ、　Ｗ銅による米国特許第３．９０６．７１ ８号に開示されている。この特許において、一方が他方の上流側に形成された二 つの反対向きのトロイド状の渦の中で段階付きの燃焼を行うガスタービンエンジ ンの燃焼チャムバが開示されている。バーナが渦を支持するために半径方向に空 気／燃料混合物を送り出す。このバーナは空気／燃料混合物のための収束アウト レフトを備えている。ここで使用されている上記のシステムとノズルは窒素酸化 物の放出を減少させようと試みている例である。この試みの多くは、高価な部品 を更に必要とするという結果となった。例えば、Ｋｉｄｄの構成では、水を燃焼 チャムバに噴射するために、水源、制御バルブ、制御及び監視装置及び水を燃焼 チャムバに噴射する装置のような付加的な手段を必要としている。

〔発明の開示〕

本発明の一つの態様において、燃料インジェクタノズルは、中心軸ををしており 、中心軸の周りに同心状に配置された略円筒形の外側ケーシングからなる。外側 ケーシングは、第一の端部と、第二の端部と、内面及び外面を形成する壁とを備 えている。壁は、更に第一の端部の近傍に位置するとともに、内面と外面との間 を延びて形成される穴を備えている。外側管状部材はその中に通路を備えており 、穴の中に配置されてケーシングに取り付けられる。プレートは第一の端部に配 置され、ケーシングに取付けられる。このプレートは複数の通路を備えている。

内側部材は、外側ケーシング内で中実軸の周りに同心に配置されている。このケ ーシングは、プレートに取付けられた第一の端部、第二の端部及び外側段付き表 面を有するメインボディを備えている。ケーシングは、更にメインボディの第二 の端部に取付けられた第一の端部、第二の端部を有し、凹状の内側表面が形成さ れた端部キャップを備えている。このケーシングは、更にまた、中実軸の周りに 同心に配置された略円筒形のシェルを含んでおり、第−及び第二の端部の中間の 外側段付き表面に取付けられた第一の端部を有している。シェルは第二の端部と 、半径方向に位置されてシェルから等間隔で離れた複数の穴を備えている。イン ジェクタノズルが作動している間、インジェクタノズルを介してパイロット燃料 を通す手段と、インジェクタノズルを介してパイロット供給空気を導入する手段 とが含まれている。インジェクタノズルが作動している間、インジェクタノズル を介して一次の空気供給を行う手段と、インジェクタノズルを介して主燃料源を 通す手段か含まれている。

本発明の別の態様において、デュアル燃料インジェクタノズルは中心軸からなり 、その中心軸の周りに同心に配置される略円筒形外側ケーシングからなる。その 外側ケーシングは第一の端部、第二の端部及び内面と外面とを形成する壁とを備 えている。この壁は、更に、第一の端部の近傍に配置されるとともに内面と外面 との間で延びて形成される穴を備えている。外部管状部材はその中に通路を有し ており、穴の中に配置されてケーシングに取付けられる。プレートは複数の通路 を備えている。内側部材は、外側ケーシング内で中実軸の周りに同心に配置され ている。ケーシングは、プレートに取付けられた第一の端部、第二の端部及び外 側の段付き表面を有するメインボディを備えている。ケーシングは更に、メイン ボディの第二の端部に取付けられた第一の端部、第二の端部及び端部キャップ内 で形成された凹状内側表面を備えた端部キャップを含んでいる。ケーシングは更 にまた、中実軸の周りで同心に配置された略円筒形状のシェルを含んでおり、第 −及び第二の端部の中間の外側段階イ」き表面に取付けられた第一の端部を備え ている。シェルは、第二の端部及び半径方向に配置されてシェルの周りで等間隔 に離れた複数の穴を備えている。インジェクタノズルが作動している間、インジ ェクタノズルを介してパイロット燃料を通ず手段と、インジェクションノズルを 介してパイロット供給空気を導入する手段とが含まれている。インジェクタノズ ルが作動している間、インジェクタノズルを介して一次の空気の供給を行う手段 、インジェクタノズルを介して主燃料源を通す手段及びインジェクタノズルを介 して液体燃料源を通ず手段とを含んでいる。

インジェクタノズルは、該インジェクタノズルを介して空気の流通を機能的に制 御ｎ（７、無負荷から全負荷即ち高負荷作動パラメタにわたるいかなる状態にお いても、ガスタービン二酸化炭素、−酸化炭素及び不燃性炭化水素の放出を特定 のレベルに自動的に維持し制御するように構成され寸法形成されている。

〔最良の実施態様〕

図１及び図２に示すように、ガスタービン１０は制御システム１２を備えており 、この制御システム１２はガスタービン１０から排出される窒素酸化物を減少さ せる。ガスタービン１０は複数の開口１６が形成されている外側ハウジング１４ を備えており、複数の開口１６は相互間で所定の位置及び関係を保っている。

複数の開口１６に対応して複数のネジ穴１８か設けられている。外側ハウジング １４はその内部に少なくとも一つの孔１９と、中心軸２０とを有している。外側 ハウジング１４は、中心軸２０を中心とするコンプレッサ部分２２と、中心軸２ ０を中心とするタービン部分２４と、コンプレッサ部分２２とタービン部分２４ との間において作動的に配置されている燃焼器部分２６の周りに配置されている 。

エンジンｌＯは、中心軸２０と同心状で、コンプレッサ部分２２とタービン部分 ２４と燃焼器部分２６の半径方向内側に位置する内側ケース２８を備えている。

タービン部分２４は動力タービン３０を備えている。この動力タービン３ｏには 出力軸（図示せず）が連結されており、この出力軸が発電機などの付属要素を駆 動している。タービン部分２４は他の箇所においてガス発生タービン３２をも備 えており、このガス発生タービン３２はコンプレッサ部分２２と駆動・被駆動の 関係をもって連結されている。本実施例においては、コンプレッサ部分２２は多 段軸流コンプレッサ３４を備えており、この多段軸流コンプレッサ３４は複数の ローター組立体３６（１個のみ図示）の列を有している。エンジン１０の作動時 には、コンプレッサ３４は圧縮空気流３８を該コンプレッサ３４がら排出する。

あるいは、コンプレッサ部分２２はラジアルコンプレッサその他の圧縮空気生成 源を備えるようにすることができる。本実施例においては、燃焼器部分２６は、 外側ハウジング１４及び内側ケース２８から所定の距離だけ半径方向に離れて位 置している環状燃焼器４０を備えている。燃焼器を他の位置関係により配置する ことも同様に可能である。燃焼器４０は通常の方法で内側ケース２８に支持され ている。燃焼器４０は、中心軸２０の回りに中心軸２０と同心に配置されたほぼ 円筒形の外側シェル５０と、該外側シェル５０と同心状態にある外周面５３を有 するほぼ円筒形の内側シェル５２と、はぼ等間隔に設けられた複数の開口５６を 有する入口端部５４と、出口端部５８とを備えている。本実施例においては、燃 焼器４０はほぼ円錐形又は円筒形の複数のセグメント６ｏから形成されている。

外側シェル５０は、はぼ人口端部５４と出口端部５８との間を延びる外周面６２ と内周面６４とを備えている。各開口５６は、燃焼器４０の入口端部５４の内部 において、中心軸６８を有する噴射ノズル６６を備えている。外側ハウジング１ ４と内側ケース２８との間の領域は燃焼器部分２６の領域よりも小さいが、この 領域が予め形成された流れ領域すなわち冷却領域７０を形成しており、圧縮空気 ３８の一部がこの冷却領域７０を通過して流れる。本実施例においては、圧縮空 気３８の約５０〜７０％が冷却用として用いられる。環状燃焼器４０の代わりに 、本発明の要旨を変更することなく、複数の缶状の燃焼器を組み入れることも可 能である。

図３に最も良く示されているように、本実施例におけるインジェクタ６６は単一 の気体燃料形式のものである。各インジェクタ６６は通常の方法で外側ハウジン グ１４に支持されている。例えば、外側管状部材７２にはその内部に通路７４が 設けられている。管状部材７２は出口端部部分７６と入口端部部分７８とを有し ている。管状部材７２は外側ハウジング１４に設けられている複数の開口１６の 一つの中を通って半径方向に延びており、管状部材７２がらは取付フランジ８０ が延びている。フランジ８ｏには複数の穴８２が形成されており、この穴８２に 複数のボルト８４が挿入され、外側ハウジング１４のネジ穴１８に螺合されてい る。このように、インジェクタ６６は取り外し可能に外側ハウジング１４に取り 付けられている。インジェクタ６６は、壁８８を有するほぼ円筒形の外側ケーシ ング８６を何しており、壁８８は内側表面９ｏと外側表面９２とを形成している 。外側ケーシング８６は中心軸６８と同心に配置されており、プレート９６で閉 塞されている第一端部９４と第二開放端部９８とを有している。管状部材７２は 壁８８に設けられた孔１００の中に固定して取り付けられている。孔１００は第 一端部９４の近くに形成されており、外側表面９２と内側表面９ｏとの間を延び ている。所定の長さと形状を有する複数の主空気渦発生器１０２は外側部分１０ ４を備えており、この外側部分１０４が孔１ｏｏと第二端部９８の中間において ほぼ平らにケーシング８６の内側表面９ｏに取り付けられ、内側表面９ｏ上に配 置されている。複数の渦発生器１０２の各々の内側部分１０６は、中心軸６８の 周りに同心状に配置されている内側部材１０８に取り付けられている。内側部材 １０８は端部キャップ１１０とメインボディ１１２とを備えており、メインボデ ィ１１２は上流側端部あるいは第一端部１１４と、第二端部１１６と、両端部１ １４．１１６の間を延びている外側段付き表面１１８とを有している。メイ・ン ボディ１１２の第一端部１１４もプレート９６に取り付けられているが、これら は一体に成形してもよい。端部キャップ１１０は第一端部１２０と、第二端部１ ２２と、第一端部１２０から第二端部１２２に向がって延びている凹状内側表面 １２４とを有している。端部キャップ１１０の第一端部１２０は第二端部１１６ の近辺においてメインボディ１１２に取り付けられている。

内側部材１０８は、さらに、はぼ円筒形のシェル１２６を備えている。このシェ ル１２６は中心軸６８と同心に配置され、第一端部１２Ｂ及び第二端部１２９を 有している。第一端部１２８は、メインボディ１１２の第一端部１１４と第二端 部１１６の中間においてメインボディ１１２に取り付けられている。第一チャン バ１３０は、端部プレート９６と、ケーシング８６の内側表面９ｏの一部と、複 数の渦発生］０２と、メインボディ１１２の外側表面１１８の一部とからなって いる。プレート９６に設けられている複数の孔あるいは通路１３１は第一チャン バ１３０と通じており、複数の孔１３１の面積を全部合わせた値は所定の値にさ れている。第二チャンバすなわち主空気通路１３２は、複数の渦発生器１０２と 、ケーシング８６の内側表面９ｏの一部と、シェル１２６の一部と、ケーシング ８６の第二開放端部９８の一部と、シェル１２６の第二端部１２９とがらなって いる。第二チャンバすなわち主空気通路１３２は所定の断面積を有しており、供 給される一次の空気はこの断面を通る。主空気通路１３２の長さは、燃焼器４０ の内部での燃焼よりも前に、燃料と空気とが前もって混合され得るように予め決 められている。所定の全有効空気流れ面積すなわち主空気通路１３２の断面積は 予め形成されている冷却領域７ｏの全有効空気流れ面積にほぼ等しい。このよう に、インジェクタ６６を介して供給空気を導入する手段１３３が形成されている 。インジェクタ６６を介して一次の空気を導入する手段１３３は、主空気通路１ ３２と、各渦発生器１０２の間の間隔と、第一チャンバ１３０と、通路７４と、 空気供給源とを含んでいる。さらに、通路７４を介して可変量の二次の空気を第 一チャンバ１３０及び主空気通路１３２に導入させることもできる。

第一気体状主燃料ギヤラリ−すなわち環状溝１３４が、メインボディ１１２の第 一端部１１４と第二端部１１６の中間に形成されており、メインボディ１１２の 外側表面１１８から所定の長さだけ半径方向内側に延びている。シェル１２６の 一部は外側段付き表面１１８の一部の上に位置し、双方の間をシールしていると ともに、第一環状溝１３４を形成している。第一環状溝１３４と外側表面１１８ との間は主気体通路１３６でつながれており、この主気体通路１３６はメインボ ディ１１２の第一端部１１４の近くで外に出ている。第−気体管すなわち主気体 管１３８が管状部材７２の通路７４の中に少なくとも一部が位置しており、第− 気体管１３８の第一端部部分１４０は外側表面１１８において主気体通路１３６ の出口付近で主気体通路１３６の内部に固定的に取り付けられている。第−気体 管１３８の第二端部部分１４２は管状部材７２の壁部を介して通路７４からシー ルされた状態で外方に延びており、さらに第−気体管１３８にはネジ付き継手１ ４４が取り付けられている。このネジ付き継手１４４は、気体状可燃性燃料源（ 図示せず）と接続するためのものである。シェル１２６には半径方向において間 隔をあけて複数の穴１４８が設けられており、穴１４８は第一環状溝１３４と第 二チャンバ１３２とをつないでいる。複数の中空の円筒状スポーク部材１５０が 複数の穴１４８の中に配置されている。スポーク部材１５０は所定の長さと、閉 した第一端部１５２と、開いた第二端部１５４とを有しており、シェル１２６か ら半径方向外方に延びている。各スポーク部材１５０には複数の通路１５６が形 成されており、これらの通路＋５６はシリンダに沿って軸方向において間隔をあ けて形成されている。複数の通路１５６は気体燃料を所定の方法で第二チャンバ ＋３２の内部に噴射できるように配置されており、閉じた第一端部１５２はケー シング８６の内側表面９０から半径方向内側に位置している。複数の通路１５６ は円筒状スポーク部材＋５０の中空部分、第一環状溝＋３４及び主気体通路１３ ６と流体が流通し得る関係の下につながっている。このように、主燃料源をイン ジェクタ６６を介して通す手段１６０が形成されている。主燃料源を通す手段１ ６０は、主空気通路１３２と、複数のスポーク部材１５０と、第一環状溝１３４ と、主気体通路１３６と、第−気体管１３８と、気体状可燃性燃料源とを含んで いる。

内側部材１０８の端部キャップ１１０の内部には凹状表面１２４によりパイロッ トチャンバ１６４が形成されている。端部キャップ１１０の第二端部１２２には 半径方向において間隔をあけて複数の出口通路１６８が形成されており、この出 口通路１６８はパイロットチャンバ１６４と流体が流通し得る関係の下につなが っている。複数の出口通路１６８の各々は噴射ノズル６６の中心軸６８に対して 外側に向かう傾斜角をなしている。パイロットチャンバ１６４とメインボディ１ １２の外側表面！１８とは、メインボディ［１２の第一端部１１４の近辺におい て、パイロット気体通路１７０によりつながれている。第二気体管すなわちパイ ロット気体管１７２は、少なくともその一部が管状部材７２の通路７４の中に位 置しており、パイロット気体管１７２は、パイロット気体通路１７０の出口付近 においてパイロット気体通路１７０の中で外側表面１１Ｂに固定的に取り付けら れている第一端部１７４を育している。第二気体管１７２の第二端部１７６は管 状部材７２の壁部を介してシールされた状態で通路７４がら外方に出ており、こ の第二端部１７６にはネジ付き継手１７８が取り付けられている。このネジ付き 継手１７８は気体状可燃性燃料源（図示せず）と接続するためのものである。

この気体状可燃性燃料源は、主気体通路１３６に供給されるものと同じであって も、別のものであってもよい。このように、パイロット燃料をインジェクタ６６ 内部を通過させる手段１７９が形成されている。パイロット燃料を通す手段１７ ９には、複数の出口通路１６８、パイロット気体通路１７０、第二気体管１７２ 及び気体状可燃性燃料源とが含まれている。

各々が所定の長さと形状を有している一組の渦発生器１８０が、シェル１２６と 端部キャップ１１０との間にほぼ等間隔に配置されている。この−組の渦発生器 １８０は、外側段付き表面１１８の垂直部分１８１がら所定の距離だけ離れてお り、外側段付き表面１１８の垂直部分１８１と、シェル１２６と、−組の渦発生 器１８０との間に第二環状溝すなわち空気ギヤラリ−１８２を形成している。

所定の面積、すなわち、全空気流面積の約５％の面積を有するパイロット空気通 路１８４が第二環状溝１８２とメインボディ１１２の第一端部１１４とをつない でおり、さらに、プレート９６の中を通っている。本実施例においては、通路３ ２とパイロット通路１８４の所定の全面積は噴射ノズル６６を通過する圧縮空気 の全最大流量の約９５％及び５％に各々等しい。噴射ノズル６６は、さらに、供 給用空気あるいは第二の供給用空気を噴射ノズル６６を介して導入する手段１８ ６を備えている。この手段１８６は二重通路を備えている。この二重通路の一方 は、プレート９６内の複数の孔１３１と、第一チャンバ１３０と、主空気通路１ ３２内の渦発生器１０２相互間の空間とを含み、他方は、噴射ノズル６６と第二 通路１８４とを通るパイロット空気と、第二溝１８２と、渦発生器１８０相互間 の空間とを含んでいる。

別の構成として、図４に示されるように、気体用と液体用を兼用するデュアル燃 料式インジェクタ１９０を気体燃料専用のインジェクタ６６の代わりに用いるこ ともできる。気体液体燃料兼用インジェクタ１９０の構成要素を示すために用い る名称及び参照番号は、気体燃料専用インジェクタ６６の構成要素を示すために 用いたものと同じである。各インジェクタ１９０は中心軸１９２を有しており、 通常の方法で外側ハウジング１４に支持されている。例えば、外側管状部材７２ は図３に示したものと同様の通路７４を内部に有している。

第一環状溝１３４と第二環状溝１８２との間には、第三環状溝すなわち液体燃料 ギヤラリ−３９０が形成されている。第三環状溝すなわち液体燃料ギヤラリ−３ ９０はメインボディ１１２の外側表面１１８から所定の距離だけ半径方向内側に 延びている。シェル１２６の一部は外側段付き表面１１８の一部の上に位置して 、双方の間をシールしているとともに、第三環状溝３９０を形成している。第三 環状溝３９０と外側表面１１８との間は液体燃料通路３９２でつながれており、 この液体燃料通路３９２はメインボディ１１２の上流側端部１１４の近くで外に 出ている。液体燃料管３９４は管状部材７２の通路７４の中に少なくとも一部が 位置しており、液体燃料管３９４の第一端部部分３９Ｇは外側表面１１８におい て液体燃料通路３９２の出口付近で液体燃料通路３９２の内部に固定的に取り付 けられている。液体燃料体Ｗ３９４の第二端部部分３９８は管状部材７２の壁部 を介して通路７４からシールされた状セで外方に延びており、さらに、この液体 燃料管３９４にはネジ付き継手４００が取り付けられている。このネジ付き継手 ４００は液体状可燃性燃料ｍ（図示せず）と接続するためのものである。複数の 穴１４８とシェル１２６の第二端部１２９との間には複数の穴４０２が軸方向に 間隔をあけて設けられている。この複数の穴４０２はシェル１２６の外周におい てほぼ等間隔に半径方向に形成されており、第三環状溝３９０と第二チャンバ１ ３２とｔつないでいる。このように、液体燃料を噴射ノズル１９０に通すための １段１Ｓ０４が形成されている。この液体燃料を噴射ノズル１９０に通すための 手段４０４には、液体燃ｔＳＳと、液体Ｐ１管３９４と、液体燃料通路３９２と 、第三燃料溝すなわちギヤラリ−３９０と、複数の穴４０２と、第二チャンバ１ ３２とが含まれている。

図１及び図２に級も良く示すように、ガスタービンエンジン１０から窒素酸化物 、炭素酸化物及び未燃焼炭化水素排気ガスを減少させるための制御システム１２ は、手段４６０を備えている。この手段４６０は、コンプレッサ一部分２２を通 過した圧縮空気の流れの一部を噴射ノズル６６．１９０を介して燃焼器４０の入 口端部５４に入れる。圧縮空気の流れの一部を制御する手段４６０には、外側ハ ウジング１４及び内側ケース２８と、外側シェル５０と、燃焼器４０の入口端部 ５４と、燃焼器部分２６の内側シェル５２とが含まれている。内側ケース２８は 燃焼器４０と、外側ハウジング１４及び内側ケース２６との間に所定の流れ領域 ７０を形成しており、外側ハウジング１４と内側ケース２８とに対して燃焼器４ ０の外側及び内側シェル５０．５２が所定の間隔を有しているという関係も手段 ４６０の一部をなしている。

図１及び図２に最も良く示されるように、エンジンｌＯから窒素酸化物、炭素酸 化物及び未燃焼炭化水素排出物を減少させる制御システム１２は通路４６４を備 えているマニホールド４６２を有している。マニホールド４６２は外側ハウジン グ１４の外側に位置し、かつ、外側ハウジング１４を囲んでいる。マニホールド の複数の開口４６６の位置は各管状部材７２の位置に対応している。管状部材７ ２は導管手段４６８の一部をなしており、マニホールド４６２の複数の開口４６ ６と流体が流通し得る関係の下に取り付けられている。このように、管状部材７ ２の管状通路７４は、マニホールド４６２内部の通路４６４の中の圧縮空気と流 体が連通し得る関係の下にある。導管手段４６８は複数のエルボと、フランジと 、コネクタ４７０とを備えている。マニホールド４６２は、さらに、少なくとも 一つの第一人口開口４７２を有しており、この入口開口４７２には導管４７４が 取り付けられている。導管４７４の内部には通路４７６が形成されており、この 通路４７６はマニホールド４６２内部の通路４６４を、外側ハウジング１４の孔 １９を介して、燃焼器４０と外側ハウジング１４及び内側ケース２６との間の予 め形成された流れ領域７０と連通させている。導管４７４の内部にはバルブ４７ ８が取り付けられている。本実施例においては、バルブ４７８は通常のバタフラ イ型のものであるが、他の形式のものを用いることもできる。バルブ４７８はハ ウジング４８０を備えており、ハウジング４８０の内部には通路４８２が形成さ れている。ハウジング４８０の中には、さらに、貫通ボア４８４が配置されてあ り５、二のボア４８４には一対の軸受（図示せず）が取り付けら４１ている。軸 受の中には軸４８６が回転可能に配置されており、軸４８６にはスロットル機構 ４８８が取り付けられている。スロソ［ル機構４８８は通路４８２の内部に位置 しでいる。軸４８Ｇはハウジング４！３０の外方１．−延びる第一端部４９０を 有している。軸４８Ｇの第一端部４９０にはＩ−・バー４９２が取り付けられて おり、１ツバ−４９２か動く、−とによっτス［トノトル機構４８８が閉位置４ ９４と開位置４９６との間を動くようになっている。

窒素酸化物、炭素酸化物及び未燃焼炭化水素排出物を減少させる制御システム１ ２は燃焼器４０１ｍ１ｍ人される空気の量を制御自在に変化させる手段４９８を 備えている。この制御自在に変化さぜる手段４９８は、圧縮空気の供給＃、２２ と、本実施例においては燃焼器４０３との間に作動的に配置されている。エンジ ン１０が低パワーまたは低燃料レベルで運転されている場合には、噴射ノズル６ ６．１９０に導入される空気は最小量に制限あるいは制御されるようになってい る。燃焼器４０に導入される空気の量を変える手段４９８は以下の要素を備えて いる。

外側円筒状）７−ラング８６と各噴射ノズル６６．１９０の内側部材１０８との 間に形成さｔｌ、所定の面積を何している第−チャンバ１３０と第二チャンバ１ ３２、管状部材７２の内部の通路７４、マニホールド４６２内の通路４６４であ る。導管４７４の中の通路４７６、ハウジング４８０の内部の通路４８２及び通 路４８２の内部のスロットル機構４８８も、燃焼器４０に導入される空気の量を 変更する手段４８８に含まれる。

窒素酸化物、炭素酸化物及び未燃焼炭化水素排出物を減少させる制御システム１ ２はさらに噴射ノズル６６、＋９０に制御自在に導入される圧縮空気の量の一部 をモニターし、制御する手段５１０を備えている。このモニター及び制御手段５ １０は、エンジンｌＯの内部に位置するセンサ５１２を備えており、このセンサ ５１２は動力タービン３０の入口の温度をモニターする。あるいは、負荷、速度 又は温度などのエンジンのパラメータをモニター用パラメータとして用いること も可能である。センサ５１２は複数の導線５１６を介して制御ボックスすなわち コンピュータ５１４に接続されており、このコンピュータ５１４においてセンサ ５１２からの信号が読解され、第二の信号が複数の導線５１８を介して動力シリ ング５２０に送られる。本実施例においては、動力シリング５２０は油圧駆動型 電気制御式シリンダであるが、その代わりに、電子ソレノイド又はそれと同等の 他の機器を用いることも可能である。動力シリンダ５２０は１ツバ−４９２、ひ いては、スロットル機構４８８を開位［４９６と閉位１１４９４との間で移動さ せる。動力タービン３０の入口の温度は、スロットル機構４８８がインジェクタ ６６．１９０に導入される圧縮空気の量を制御するようにスロットル機構４８８ を作動させるバルブ４７８によって、所定の温度に制御される。この所定の温度 は１４８２°Ｃ＝１７６０’Ｃの燃焼温度に相当するものである。本実施例にお いては、スロットル機構４８８の動きは開位置４９６と閉位１１４９４との間で 無限に変えることができる。ただし、それに代えて、スロットル機構４８８の動 きを複数の所定の段階的な位置を介して閉位置４９４と開位１１４９６との間で 行わせるようにすることもできる。

〔産業上の利用可能性〕

使用に際しては、本ガスタービンエンジン１０を始動させ、暖気させた後、電力 、ポンプ用ガスを発生させたり、機械的駆動装置又は他の適当な用途に向＋′Ｊ たりすることができる。発電機が発生ずる負荷すなわち電力の需要が大きくなる ほど、エンジン１０の負荷も大きくなり、窒素酸化物、炭素酸化物及び未燃焼炭 化水素排出物を減少させる制御シテスム１２の作動も活発になる。始動及び暖気 状態においては、バルブ４７８のスロットル機構４８８は開位置４０６又は閉位 置４９４の何れかの位置に部分的に位置しており、最小量の圧縮空気が噴射ノズ ル６６．１９０に導入され、最小量の圧縮空気が燃焼器４０に送られる。始動及 び暖気状態の間では、エンジンは排出物が多いモードにあり、主としてパイロッ ト燃料を使用する。例えば、コンプレッサ部分２２からの圧縮空気の大部分は外 側ハウジング１４と内側ケース２８の間を流れ、予め形成された流れ領域すなわ ち冷却領域７０に進入する。この冷却領域７０は外側ハウジング１４と内側ケー ス２８との間に形成されており、燃焼器部分２６の面積よりも小さい。コンプレ ッサ部分２２からの圧縮空気のわずかな部分はパイロット通路１８４を通って第 二環状溝１８２に流れ込み、渦発生器１８０から出て、燃焼器４０に入る。パイ ロット燃料か用いられている場合には、パイロット燃料は第二気体管１７２を通 って進入し、パイロット気体通路１７０に沿って進み、パイロットチャンバ１６ ４に入る。パイロット燃料はパイロットチャンバ１６４から複数の出口通路１６ ８を介して出た後、第二通路１８４を介して噴射ノズル６６．１９０に進入して きた圧縮空気のわずかな部分と混合する。さらに別個の多量の主圧縮空気（これ は定量である）も複数の孔１３１を介して端部プレート９６に進入し、第一チャ ンバ１３０と連通し、複数の渦発生器１０２を通過して第二チャンバ１３２に入 り、燃焼器４０の中に出ていく。複数の孔１３１を介して進入した主空気は燃焼 器４０の中で、さらに、パイロット燃料と空気の混合気と混合し、高排出物モー ドにおけるエンジンの燃焼を促進させる。このモードでは、コンプレッサからの 空気の残りは予め形成さもた流れ領域７０を通って流れる。エンジンの最大動力 発生時には、はとんど全ての燃料が送られ、通路１６８を通過する燃料はほとん どない。主空気通路＋３２において予め混合しておくことにより、ＮＯｘ排出物 を減少させることができる。

スロットル機構４８８を最大開位置４９６に位置させておけば、最大許容流量の 圧縮空気が流れ領域７０から吸引され、外側ハウジング１４の開口１９を介して 導管４７４内部の通路４７６にバルブ４７８を介して導入され、さらに、マニホ ールド４６２内部の通路４６４に導入される。空気は通路４６４から管状部材７ ２内部の管状通路７４に送られ、さらに、噴射ノズル６６．１９０に送られる。

管状通路７４に進入した空気の量は負荷に応じて変化する。

気体燃料専用噴射ノズル６６及び気体・液体燃料兼用噴射ノズル１９０において は、閉位置４９４と開位置４９６との間のスロットル機構４８８の位置によって 、噴射ノズル６６．１９０の中で主燃料と混合されるコンプレッサ部分２２から の主空気の量が決まる。エンジンｌＯの負荷が大きくなるにつれて、エンジン１ ０が必要とする燃料の量は増加し、さらに、必要な空気の量も増加する。予め定 めておいたスケジュールによって、燃料供給は通路１６８からスポーク部材１５ ０に移行する。例えば、制御システム１２は、スロットル機構４８８が完全開位 置４９６に向かって移動するにつれて、その燃料位置にあるスロットル機構４８ ８と燃焼器４０内部の温度との所定の関係に従って、スロットル機構４８８を調 整する。空燃比は動力タービン及び燃焼器４０内部の温度に応じて制御かつ調整 される。このようにして、燃焼器４０内部の空燃比及び温度が制御され、窒素酸 化物、炭素酸化物及び未燃焼炭化水素の生成が抑制される。

本発明の他の特徴、目的及び利点は図面、明細書及び特許請求の範囲を参酌する ことにより理解できる。

図面の簡単な説明 図１は、本発明の実施例を備えているガスタービンエンジン及び制御システムの 外観図である。

図２は、本発明の実施例を備えているガスタービンエンジンの部分断面図である 。

図３は、本発明の一つの実施例において使用される一つの燃料インジェクタの拡 大断面図である。

図４は、本発明の一つの実施例において使用されるデュアル燃料インジェクタの 別の実施例の拡大断面図である。

フロントページの続き （７２）発明者　スミス　ヶニス　オーアメリカ合衆国　カリフォルニア州 ９２１１９　サンディエゴ　レイク　マーレイブールヴアード　９４４７ディー

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．中心軸（６８）を有する噴射ノズル（６６，１９０）であって、前記噴射ノ ズル（６６，１９０）は、 前記中心軸（６８）と同心に配置され、ほぼ円筒形状であり、第一端部（９４） と、第二端部（９８）と、内側表面（９０）及び外側表面（９２）を形成してい る壁部（８８）とを備え、該壁部（８８）が、前記内側表面（９０）と前記外側 表面（９２）との間を延びる穴（１００）を前記第一端部（９４）の近辺で該壁 部（８８）の内部に形成する外側ケーシング（８６）と、 通路（７４）を有し、前記孔（１００）の内に配置されて、前記ケーシング（８ ６）に取り付けられている外側管状部材（７２）と、前記第一端部（９４）に配 置されて、前記ケーシング（８６）に取り付けられ、複数の第二通路（１３１， １８４）を有するプレート（９６）と、前記外側ケーシング（８６）内で前記中 心軸（６８）と同心に配置され、前記プレート（９６）に取り付けられた第一端 部（１１４）と第二端部（１１６）と外側段付き表面（１１８）とを有するメイ ンボディ（１１２）、該メインボディ（１１２）の前記第二端部（１１６）に取 り付けられた第一端部（１２０）と第二端部（１２２）と凹状内側表面（１２４ ）とを有する端部キャップ（１１０）、及び前記中心軸（６８）と同心に配置さ れ、前記第一及び第二端部（１１４，１１６）の間で前記外側段付き表面（１１ ８）に取り付けられた第一端部（１２８）と、第二端部（１２９）と半径方向に 配置され前記シェル（１２６）の周りに等間隔に形成された複数の孔（１４８） とを有するほぼ円筒形のシェル（１２６）を備えた内側部材（１０８）と、前記 噴射ノズル（６６，１９０）の作動中にパイロット燃料を前記噴射ノズル（６６ ，１９０）に送る手段（１７９）と、 前記噴射ノズル（６６，１９０）の作動中、前記噴射ノズル（６６，１９０）を 出た後にのみ前記パイロット燃料と混合されるように前記噴射ノズル（６６，１ ９０）にパイロット空気を導入する手段（１８６）と、 前記壁部（８８）の前記内側表面（９０）の一部と前記シェル（１２６）の一部 とで形成される主空気通路（１３２）を備え、前記噴射ノズル（６６，１９０） が作動している間に前記噴射ノズル（６６，１９０）に一次空気を導入する手段 （１３３）と、前記複数の孔（１４８）の各々の内部に置かれ前記主空気通路（ １３２）の中に一部が配置されるとともに、前記主空気通路（１３２）の中に出 る複数の通路（１５６）が設けられた複数のスポーク部材（１５０）を備え、前 記噴射ノズル（６６，１９０）が作動している間に前記噴射ノズル（６６，１９ ０）に主要供給源の燃料を送る手段（１６０）とからなることを特徴とする噴射 ノズル（６６，１９０）。 ２．前記パイロット燃料は気体状燃料であることを特徴とする請求項１に記載の 噴射ノズル（６６，１９０）。 ３．パイロット燃料を前記噴射ノズル（６６，１９０）に送る前記手段（１７９ ）は、前記端部キャップ（１１０）の前記第二端部（１１６）の内部に位置する 複数の出口通路（１６８）と、前記端部キャップ（１１０）の内部に形成された パイロットチャンバ（１６４）と、前記メインボディ（１１２）の内部に位置し 、前記パイロットチャンバ（１６４）と、気体状可燃性燃料源と流体が流通し得 る関係にあるパイロット気体管（１７２）との間を連通しているパイロット気体 通路（１７０）とを備えていることを特徴とする請求項２に記載の噴射ノズル（ ６６，１９０）。 ４．前記複数の出口通路（１６８）は前記端部キャップ（１１０）の前記第二端 部（１２２）の周りに半径方向において隔置されていることを特徴とする請求項 ３に記載の噴射ノズル（６６，１９０）。 ５．前記噴射ノズル（６６，１９０）にパイロット空気を導入する前記手段（１ ８６）は所定の全面積を有しており、この全面積を介して前記パイロット空気が 通るものであることを特徴とする請求項１に記載の噴射ノズル（６６，１９０） 。 ６．前記噴射ノズル（６６，１９０）にパイロット空気を導入する前記手段（１ ８６）は、前記メインボディ（１１２）の内部に位置する空気ギャラリー（１８ ２）と、第二通路（１８４）と、前記プレート（９６）の内部に位置する複数の 孔（１３１）とを有しており、前記第二通路（１８４）及び前記複数の孔（１３ １）は各々所定の面積を有しており、かつ、共働して前記パイロット空気が流れ るための予め定められた最大全面積を形成しており、前記パイロット空気の流れ は前記噴射ノズル（６６，１９０）を通過する空気の全最大流量の約５％である ことを特徴とする請求項１に記載の噴射ノズル（６６，１９０）。 ７．前記主空気通路（１３２）は前記一次空気が通過する所定の断面積を有して おり、該所定の断面積は前記一次空気の流れの全面積の約９５％であることを特 徴とする請求項１に記載の噴射ノズル（６６，１９０）。 ８．前記噴射ノズル（６６，１９０）に一次空気を導入する前記手段（１３３） は前記渦発生気（１０２）、前記第一チャンバ（１３０）及び前記通路（７４） の間に空間を有していることを特徴とする請求項１に記載の噴射ノズル（６６， １９０）。 ９．前記主供給源の燃料は気体状燃料であることを特徴とする請求項１に記載の 噴射ノズル（６６，１９０）。 １０．中心軸（１９２）を有するデュアル型燃料噴射ノズル（１９０）であって 、前記噴射ノズル（１９０）は、 前記中心軸（１９２）と同心に配置され、ほぼ円筒形状であり、第一端部（９４ ）と、第二端部（９８）と、内側表面（９０）及び外側表面（９２）を形成して いる壁部（８８）とを備え、該壁部（８８）が、前記内側表面（９０）と前記外 側表面（９２）との間を延びる孔（１００）を前記第一端部（９４）の近辺で該 壁部（８８）の内部で形成する外側ケーシング（８６）と、 通路（７４）を有し、前記孔（１００）の内に配置されて、前記ケーシング（８ ６）に取り付けられている外側管状部材（７２）と、前記第一端部（９４）に配 置されて、前記ケーシング（８６）に取り付けられ、複数の第二空気通路（１３ １，１８４）を有するプレート（９６）と、前記中心軸（１９２）と同心に配置 され、前記プレート（９６）に取り付けられた第一端部（１１４）と第二端部（ １１６）と外側段付き表面（１１８）とを有するメインボディ（１１２）、該メ インボディ（１１２）の前記第二端部（１１６）に取り付けられた第一端部（１ ２０）と第二端部（１２２）と凹状内側表面（１２４）とを有する端部キャップ （１１０）、及び前記中心軸（１９２）と同心に配置され、前記第一及び第二端 部（１１４，１１６）の間で前記外側段付き表面（１１８）に取り付けられた第 一端部（１２Ｂ）と第二端部（１２９）と半径方向に配置され前記シェル（１２ ６）の周りに等間隔に形成された複数の孔（１４８）とを有するほぼ円筒形のシ ェル（１２６）を備えた内側部材（１０８）と、 パイロット燃料を前記噴射ノズル（１９０）に送る手段（１７９）と、前記噴射 ノズル（１９０）を出た後にのみ前記パイロット燃料と混合されるように、前記 噴射ノズル（１９０）にパイロット空気を導入する手段（１８６）と、前記壁部 （８８）の前記内側表面（９０）の一部と前記シェル（１２６）の一部とで形成 される主空気通路（１３２）を備え、前記噴射ノズル（１９０）に一次空気を導 入する手段（１３３）と、 前記複数の孔（１４８）の各々の内部に置かれ、前記主空気通路（１３２）の中 に一部が配置されるとともに、前記主空気通路（１３２）の中に出る複数の通路 （１５６）が設けられた複数のスポーク部材（１５０）を備え、前記噴射ノズル （１９０）に主要供給源の気体状燃料を送る手段（１６０）と、前記シェル（１ ２６）の外周にほぼ平らに隔置され、前記複数のスポーク部材（１５０）と前記 第二端部（１２９）との間に配置されている複数の孔（４０２）を備え、前記噴 射ノズル（１９０）に液体燃料を送る手段（４０４）とからなることを特徴とす る噴射ノズル（１９０）。 １１．前記パイロット燃料は気体状燃料であることを特徴とする請求項１０に記 載の噴射ノズル（１９０）。 １２．パイロット燃料を前記噴射ノズル（１９０）に送る前記手段（１７９）は 、前記端部キャップ（１１０）の前記第二端部（１６８）の内部に位置する複数 の出口通路（１６８）と、前記端部キャップ（１１０）の内部に形成されたパイ ロットチャンバ（１６４）と、前記メインボディ（１１２）の内部に位置し、前 記パイロットチャンバ（１６４）と、気体状可燃性燃料源と流体が流通し得る関 係にあるパイロット気体管（１７２）との間を連通しているパイロット気体通路 （１７０）とを備えていることを特徴とする請求項１１に記載の噴射ノズル（１ ９０）。 １３．前記複数の出口通路（１６８）は前記端部キャップ（１１０）の前記第二 端部（１２２）の周りに半径方向において隔置されていることを特徴とする請求 項３に記載の噴射ノズル（１９０）。 １４．前記噴射ノズル（１９０）にパイロット空気を導入する前記手段（１８６ ）は所定の全面積を有しており、この全面積を介して前記パイロット空気が通る ものであることを特徴とする請求項１０に記載の噴射ノズル（１９０）。 １５．前記噴射ノズル（１９０）にパイロット空気を導入する前記手段（１８６ ）は、前記メインボディ（１１２）の内部に位置する第二環状溝（１８２）と、 第二通路（１８４）と、前記プレート（９６）の内部に位置する複数の孔（１３ １）とを有しており、前記第二通路（１８４）及び前記複数の孔（１３１）は各 々所定の面積を有しており、かつ、共働して前記パイロット空気が流れるための 予め定められた最大全面積を形成しており、前記パイロット空気の流れは前記噴 射ノズル（１９０）を通過する空気の全最大流量の約５％であることを特徴とす る請求項１０に記載の噴射ノズル（１９０）。 １６．前記主空気通路（１３２）は前記一次空気が通過する所定の断面積を有し ており、該所定の断面積は前記一次空気の流れの全面積の約９５％であることを 特徴とする請求項１０に記載の噴射ノズル（１９０）。 １７．前記噴射ノズル（１９０）に一次空気を導入する前記手段（１３３）は前 記渦発生気（１０２）、前記第一チャンバ（１３０）及び前記通路（７４）の間 に空間を有していることを特徴とする請求項１０に記載の噴射ノズル（１９０） 。