JPH07180835A - ガスタービン - Google Patents

ガスタービン

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JPH07180835A
JPH07180835A JP6289135A JP28913594A JPH07180835A JP H07180835 A JPH07180835 A JP H07180835A JP 6289135 A JP6289135 A JP 6289135A JP 28913594 A JP28913594 A JP 28913594A JP H07180835 A JPH07180835 A JP H07180835A
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fuel
gas turbine
liner
air
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JP6289135A
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David M Parker
エム パーカー デビッド
David T Foss
ティー フォス デビッド
Perry E Lowe
イー ロー ペリー
David J Amos
ジェイ アモス デビッド
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CBS Corp
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Westinghouse Electric Corp
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    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C1/00—Gas-turbine plants characterised by the use of hot gases or unheated pressurised gases, as the working fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C7/00—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply
    • F23C7/002—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply the air being submitted to a rotary or spinning motion
    • F23C7/004—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply the air being submitted to a rotary or spinning motion using vanes
    • F23C7/006—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply the air being submitted to a rotary or spinning motion using vanes adjustable
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
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    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
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    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
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    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/26—Controlling the air flow

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  • Mechanical Engineering (AREA)
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Abstract

(57)【要約】 【目的】 調節可能なスワール翼を備えていて、二次予
混合領域内へ燃料を正確に導入でき、しかも燃焼領域を
包囲しているライナを適切に冷却できるデュアル燃料形
ガスタービン燃焼器を提供する。 【構成】 ガスタービン燃焼器は、２つの通路（90,92)
を含む空気入口を有し、各通路には、回転自在なスワー
ル翼（84,86)が円周方向列状に設けられている。中間ラ
イナ（42）と外側ライナ（40）が外側環状通路（68）を
形成し、この外側環状通路内には、半径方向に差し向け
られた二次燃料ペグ（76）が設けられる。中間ライナ
（42）と内側ライナ（44）が内側環状通路（70）を形成
し、冷却用空気がこの内側環状通路内に供給される。円
周方向に延びる有孔バッフル（80）が内側環状通路内に
設けられていて、冷却用空気を、内側ライナ上を流れる
よう差し向ける。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、燃料を圧縮機空気中で
燃焼させる燃焼器に関する。本発明は特に、ガスタービ
ン用の低ＮＯｘ燃焼器に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンでは、一又は二以上の燃焼
器内で燃料を圧縮機により生じた圧縮空気内で燃焼させ
る。伝統的に、かかる燃焼器は、燃料と空気から成るほ
ぼ理論混合気を生じさせ、これを拡散燃焼方式で燃焼さ
せるプライマリ又は一次燃焼領域を有していた。一次燃
焼領域の下流側で燃焼器内へ空気を追加導入していた。
燃料／空気比（以下、「燃空比」という場合もある）は
理論比よりもかなり小さいが、始動時における燃料／空
気混合気（以下、単に「混合気」という場合もある）へ
の着火は容易であり、一次燃焼領域内での混合気が局所
的に濃厚なので広範な着火温度にわたり良好な火炎安定
性が得られた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】残念なことに、かかる
ほぼ理論混合気を用いると、結果的に、一次燃焼領域中
の温度が非常に高くなっていた。このように温度が高い
ために、大気汚染物と考えられる窒素酸化物（ＮＯｘ）
の生成が促進された。希薄燃空比で燃焼を行うと、ＮＯ
ｘ生成量が減少することは知られている。しかしなが
ら、かかる希薄混合気を得るためには、燃料を広範囲に
分布させ、燃焼用空気中へ非常に良く混合しなければな
らない。これを達成するには、ガス燃料の場合には環状
部の周囲に分布して設けられた燃料噴射管を用いて燃料
を一次環状空気入口と二次環状空気入口の両方に導入す
る。
【０００４】一次空気入口の空気を２つき流れに分ける
ために別個の通路を用いると、燃料と空気の混合を促進
できることが分かった。これら通路の周囲に分布して設
けられた多数のスワール翼で構成される半径方向スワー
ラは、燃料と空気の混合を助けるスワール角度を空気に
与える。各一次空気入口通路内のスワーラは、互いに反
対側に位置し、したがって、予混合領域から出ている空
気の正味のスワール角度はほんの僅かになる。かかる燃
焼器は米国機械工学協会発行のウィリス氏等著「Indust
rial RB211 Dry Low Emission Combustion」（１９９３
年５月）に開示されている。
【０００５】残念なことながら、かかる燃焼器には種々
の欠点がある。第１の欠点として、スワール翼は一体成
形されて一次空気入口組立体にされ、いったん燃焼器を
製造すると、スワール角度の変更は困難になる。これに
より、スワール条件を最適化することは困難である。そ
の理由は、燃焼器設計者が、最小限の圧力降下で最適な
結果を達成するために、空気に与えられるべき特定のス
ワール角度を前もって予測することはできないからであ
る。第２の欠点として、燃料の導入にあたりもっぱら燃
料噴射管を用いているので、かかる燃焼器内で液体燃料
を燃焼させることはできない。第３の欠点として、燃料
を二次空気入口通路内へ導入する燃料噴射管は軸方向に
差し向けられると共に通路の入口の上流側に位置してい
る。この結果、燃料の一部が二次空気入口通路に流入せ
ず、それにより燃料にさらされる燃焼器の構成部品の汚
損が生じる。第４の欠点として、一次燃焼領域を包囲す
る内側ライナは特にその出口縁部が過熱作用及び劣化作
用を受ける。
【０００６】したがって、本発明の目的は、調節可能な
スワール翼を備えていて、二次予混合領域内へ燃料を正
確に導入でき、しかも燃焼領域を包囲しているライナを
適切に冷却できるデュアル燃料形ガスタービン燃焼器を
提供することにある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】この目的を考慮して、本
発明の要旨は、圧縮空気を生じさせる圧縮機区分と、圧
縮機区分と空気流連通状態にある第１及び第２の環状通
路を含む空気入口を備えた燃焼器を含み、圧縮空気を加
熱する燃焼器区分とを有するガスタービンにおいて、複
数の第１のスワール翼が第１の通路内に、複数の第２の
スワール翼が第２の通路内にそれぞれ設けられていて、
第１のスワール角度を圧縮空気の少なくとも第１の部分
に与えると共に第２のスワール角度を圧縮空気の第２の
部分に与えるようになっており、第１のスワール角度は
第２のスワール角度と反対に向き、第１のスワール翼、
第２のスワール翼の各々をそれぞれ少なくとも第１の位
置、第２の位置まで回転させ、それにより第１のスワー
ル角度及び第２のスワール角度を調整できるようにする
ための第１及び第２の手段が設けられ、燃料を空気入口
に導入するための手段が設けられていることを特徴とす
るガスタービンにある。
【０００８】本発明の内容は、添付の図面に例示的に示
すに過ぎない好ましい実施例の以下を説明を読むと明ら
かになろう。
【０００９】
【実施例】図面を参照すると、ガスタービン１の略図が
図１に示されている。ガスタービン１は、シャフト２６
を介してタービン６によって駆動される圧縮機２を含
む。周囲空気１２は、圧縮機２内に引き込まれて圧縮さ
れる。圧縮機２によって得られた圧縮空気８は燃焼装置
に差し向けられ、この燃焼装置は、一または二以上の燃
焼器４と、ガス燃料１６と油燃料１４の両方を燃焼器に
導入する燃料ノズル１８とを含む。燃焼器４内では、燃
料は圧縮空気８中で燃焼し、それにより高温の圧縮ガス
２０が生じる。
【００１０】燃焼器４によって得られた高温圧縮ガス２
０はタービン６に差し向けられ、この中で膨張し、それ
により、圧縮機２及び負荷、例えば発電機２２を駆動す
るための軸馬力が得られる。タービン６により生じた膨
張ガス２４は、大気へ直接排出されるか、或いは、複合
サイクルプラントでは、熱回収蒸気発生器に排出され、
その次に大気へ排出される。
【００１１】図２は、ガスタービン１の燃焼部を示して
いる。円周方向列状に配列された燃焼器４（図４では、
そのうち一つしか示さず）が、図３に示すクロス火炎管
８２によって相互に連結され、シェル２２によって包囲
されている。各燃焼器は、一次領域３０及び二次領域３
２を有する。二次領域３２から出る高温ガス２０はダク
ト５によってタービン部６へ差し向けられる。燃焼器４
の一次領域３０は、支持板２８によって支持されてい
る。支持板２８はシリンダ１３に取り付けられ、このシ
リンダ１３はシェル２２から延びていて一次領域３０を
包囲している。二次領域３２は、支持板１３から延びる
８本のアーム（図示せず）によって支持されている。一
次領域３０と二次領域３２を別々に支持することによ
り、熱膨張差に起因する熱応力が減少する。
【００１２】図３を参照すると、燃料と空気の希薄混合
気を燃焼させる一次燃焼領域３６が、燃焼器４の一次領
域３０内に配置されている。具体的に述べると、一次燃
焼領域３６は、一次領域３０の円筒形内側ライナ４４に
よって包囲されている。内側ライナ４４は円筒形中間ラ
イナ４２によって包囲され、中間ライナ４２は円筒形の
外側ライナ４０によって包囲されている。ライナ４０，
４２，４４は同心状に配列されていて、内側環状通路７
０が内側ライナ４４と中間ライナ４２との間に、外側環
状通路６８が中間ライナ４２と外側ライナ４４との間に
それぞれ形成されるようになっている。クロス火炎管８
２（図３において一つ示す）が、ライナ４０，４２，４
４を貫通し、隣接の燃焼器４の一次燃焼領域３６を互い
に連結していて、点火を容易にしている。
【００１３】図３に示すように、本発明によればデュア
ル燃料ノズル１８が、一次領域３０の中央に配置されて
いる。燃料ノズル１８は、円筒形中間スリーブ４９と協
働して外側環状通路５６を形成する円筒形外側スリーブ
４８と、中間スリーブ４９と協働して内側環状通路５８
を形成する円筒形内側スリーブ５１とで構成されてい
る。油燃料供給管６０が内側スリーブ５１内に設けられ
ていて、油燃料１４を油燃料噴射ノズル５４に供給す
る。噴射ノズル５４からの油燃料１４は、外側スリーブ
４８に形成された油燃料噴射ポート５２を経て一次燃焼
領域３６に入る。ガス燃料１６′は外側環状通路５６を
通って流れ、外側スリーブ４８に形成された複数のガス
燃料ポート５０を経て一次燃焼領域３６内へ放出され
る。また、冷却用空気３８が内側環状通路５８を通って
流れる。
【００１４】圧縮機２からの圧縮空気は、一次領域３０
の前方端部に形成された一次空気入口によって一次燃焼
領域３６内に導入される。図３に示すように、一次空気
入口は流入空気を２つの流れ８′、８″に分ける第１の
通路９０及び第２の通路９２によって形成されている。
第１の入口通路９０は、上流側半径方向部分及び下流側
軸方向部分を有する。第１の通路９０の上流側部分は、
半径方向に延びる円形フランジ８８とフローガイド４６
の半径方向に延びる部分との間に形成されている。下流
側部分は、フローガイド４６と燃料ノズル１８の外側ス
リーブ４８との間に形成され、第２の入口通路９２によ
って包囲されている。
【００１５】また、第２の入口通路９２は、上流側半径
方向部分及び下流側軸方向部分を有する。第２の通路９
２の上流側部分は、フローガイド４６の半径方向に延び
る部分と内側ライナ４４の半径方向にのびる部分との間
に形成されている。第２の通路９２の下流側部分は、フ
ローガイド４６の軸方向部分と内側ライナ４４の軸方向
に延びる部分との間に形成され、通路９２の上流側部分
によって包囲されている。図３に示すように、第２の入
口通路９２の上流側部分は、第１の入口通路９０の上流
側部分から軸方向下流に配置されており、第２の入口通
路９２の下流側部分は、第１の入口通路９０の下流側部
分を包囲している。
【００１６】図３〜図５に示すように、複数本の軸方向
に差し向けられた管状一次燃料噴射ペグ６２が、一次空
気入口の周囲に分布して設けられており、第１の空気入
口通路９０と第２の空気入口通路９２の両方の上流側部
分を貫通している。２つの列をなすガス燃料噴射ポート
６４が、一次燃料ペグ６２の各々の長さに沿って分布し
て設けられていて、ガス燃料１６″を入口空気通路９
０，９２を通って流れる空気の流れ８′，８″内へ差し
向けるようになっている。図５で最もよく示されている
ように、ガス燃料噴射ポート６４は、ガス燃料１６″を
時計回りと反時計回りの両方向において円周方向に放出
するよう差し向けられている。
【００１７】また、図３〜図５に示されているように、
複数のスワール翼８４，８６が空気入口通路９０，９２
の上流側部分の周囲に分布して設けられている。好まし
い実施例では、スワール翼は一次燃料ペグ６２の各々の
間に配置されている。図５に示すように、入口通路９０
内のスワール翼８４は、反時計周り（軸方向の流れ方向
で見た場合の方向）の回転を空気流８′に与えて、空気
が半径方向線とスワール角度Ｂをなすようにする。入口
通路９２内のスワール翼８６は、時計周りの回転を空気
流８″に与えて空気が半径方向線とスワール角度Ａをな
すようにする。スワール翼８４，８６によって空気流
８′，８″に与えられたスワールは、ガス燃料１６″と
空気との良好な混合を行うのに役立ち、それにより、Ｎ
Ｏｘを増加させる局所的に燃料の濃い混合気及びこれと
関連した高温状態がなくなる。
【００１８】外側環状通路６８は、燃焼器のための二次
空気入口を形成し、この空気入口を通って空気流８″′
が二次領域３２内に流れる。多数の二次ガス燃料噴射ペ
グ７６が、二次空気入口通路６８の周りに円周方向に分
布して設けられている。本発明の重要な特徴によれば、
二次燃料ペグ７６は、二次空気入口通路６８内に設けら
れており、ガス燃料１６″′のすべてが正しく二次空気
入口通路内へ差し向けられるよう半径方向に配向してい
る。二次燃料ペグ７６には、図６で最もよく示されてい
る円周方向に延びるマニホルド７４から燃料１６″′を
供給する。
【００１９】二列のガス燃料噴射ポート７８が二次燃料
ペグ７６の各々の長さに沿って分布して設けられてお
り、ガス燃料１６″′を二次空気入口通路６８を通って
流れている二次空気流れ８″′内へ差し向けるようにす
る。図５で最もよく示されているように、ガス燃料噴射
ポート７８は、ガス燃料１６″′を時計回りと反時計回
りの両方向において円周方向に送り出すよう差し向けら
れている。二次空気８″′が通路６８に入るときに１８
０°向きを変えるので、空気の半径方向の速度分布は非
線形になろう。それゆえ、ガス燃料噴射ポート７８間の
間隔を調節して速度分布をマッチさせるのが良く、それ
により燃料と空気の最適混合を達成する。作動原理を説
明すると、燃料（油１４又はガス１６′のいずれか）を
中央燃料噴射ノズル１８を経て導入することにより先ず
最初に火炎を一次燃焼領域３６内に発生させる。タービ
ン６に対する負荷の増大につれ、点火温度を高くする必
要があるので、ガス燃料１６″を一次燃料ペグ６２を介
して導入することにより燃料を追加する。一次燃料ペグ
６２を用いると空気内における燃料の分布がより良好に
なるという結果を生ずるので、燃料ペグ６２は、中央ノ
ズル１８よりも希薄な燃料と空気の混合気を生じさせ、
それゆえにＮＯｘの生成量を少なくする。かくして、い
ったん一次燃焼領域３６内で着火が行われると、中央ノ
ズル１８への燃料を遮断できる。さらに、一次燃料ペグ
６２によって供給される燃料の流量よりも大きな燃料流
量の需要を、追加の燃料１６″′を二次燃料ペグ７６を
介して供給することにより満足させることができる。
【００２０】図３に示すように、好ましくは、スワール
翼８４，８６は、互いに反対方向に差し向けられて、ス
ワール角Ａ，Ｂが互いに打ち消し合い、その結果、一次
燃焼領域３６内における正味のスワールが零となるよう
にする。最小限の圧力効果で良好な混合を達成するスワ
ール翼８４，８６の最適角度は、特定の燃焼器の設計で
決まり、前もって予測することは困難である。従って、
本発明の重要な特徴によれば、スワール翼８４，８６を
種々の角度に回転させるのがよい。
【００２１】図６及び図８に示すように、スワール翼８
４，８６を回転させることができるようにするために、
スワール翼８４，８６を共通軸線に沿い対をなした状態
で回転自在に取り付ける。好ましい実施例では、これを
達成するために、燃料１６″′を二次燃料ペグ７６に供
給する管７２によって形成されるシャフトにスワール翼
の対を交互に取り付け、具体的には、燃料ペグ供給管７
２はスワール翼８４，８６の密嵌め孔１１６，１１８を
貫通する。残りのスワール翼対は、二次燃料ペグ供給管
７２上にではなく、図９に示す密嵌め心合せせボルト、
例えばボルト１１２上に回転自在に取り付けられる。ス
ワール翼を回転させることに加えて、心合せせボルト１
１２は、この組立体を互いにクランプするのに役立ち、
フローガイド４６及び内側ライナ４４の同心状の整列を
達成する。
【００２２】図６に示すように、ピン９６が各スワール
翼に取り付けられており、スワール翼８４の場合にはフ
ランジ８８に、スワール翼８６の場合にはフローガイド
４６の半径方向部分に形成された孔９８の中に延びる。
ピン９６はスワール翼を所定の角度配向状態に係止す
る。
【００２３】図８に示すように、多数の係止ピン孔９８
が各スワール翼８４のフランジ８８に形成されている。
これらの孔は円弧状に配列されていて、燃焼器の組立時
にピン９６を差し込む孔を変えることにより、各スワー
ル翼８４の角度を個々に調節できる。類似の列状に設け
られた孔９８がフローガイド４６に形成されていて、ス
ワール翼８６の角度を個々に調節できるようになってい
る。かくして、本発明によれば、スワール翼８４，８６
の角度を個々に調節すると、流入空気の最適スワール角
度Ａ，Ｂを得ることができるようになる。
【００２４】図９は、本発明の変形例を示しており、こ
の変形例では、スワール翼８４，８６の対の全てがスワ
ール翼の対を交互に二次燃料ペグ供給管７２に取り付け
るのではなく、密嵌め心合せボルト１１２上に回転自在
に取り付けられている。各ボルト１１２の頭部はフラン
ジ８８に固定され、ナット１１４がボルトに螺着されて
いて組立体を定位置に固定する。この実施例では、燃料
管７２は通路９０，９２の入口を横切って直接マニホル
ド７４にまで延びている。
【００２５】内側ライナ４４は一次燃焼領域３６内の高
温燃焼ガスに直接さらされるので、このライナを、特に
出口７１に隣接したその下流側端部の所で冷却すること
が重要である。本発明によれば、これを行うために、図
３に示すように多数の孔９４を内側ライナ４４の半径方
向に延びる部分に形成する。これらの孔９４により、圧
縮機２からの圧縮空気８の一部６６が内側ライナ４４と
中間ライナ４２との間に形成された環状通路７０に入る
ようになる。
【００２６】図７に示すように、本発明の重要な特徴に
よれば、ほぼ円筒形のバッフル８０が、通路７０の出口
に設けられていて、内側ライナ４４と中間ライナ４２と
の間に延びている。好ましい実施例では、バッフル８０
の下流側端部１０８をスポット溶接部１０４により中間
ライナ４２の下流側端部に取り付けられる。変形例とし
て、バッフル８０の下流側端部１０８を隅肉溶接部によ
り中間ライナ４２に取り付けるのがよい。バッフル８０
の前方端部１０６はバネ押しされて内側ライナ４４の外
面に当接している。図３及び図７に示すように、バッフ
ル８０の前方端部１０６は、内側ライナ４４の長さの約
１／３だけ上流側に延びている。しかしながら、場合に
よっては、バッフル８０の前方端部１０６をさらに上流
側に延ばしてバッフルが内側ライナ４４の台形部分全体
を包囲するようにすることが望ましい。
【００２７】図７に示すように、多数の孔１００が、バ
ッフル８０の周囲に分布して設けられており、冷却用空
気６６を内側ライナ４４の外面に当たる多数のジェット
１０２に分ける。かくして、バッフル８０により冷却用
空気６６を内側ライナ４４の冷却の面で一層効果的に使
用することができる。
【００２８】内側ライナ４４の下流側端部の振動を防止
するため、本発明の一実施例では、内方に突出したスナ
ッバブロック１２２がバッフル８０の周囲に分布して設
けられており、図７に示すように内側ライナ４４の摩擦
振動止めを可能にしている。スナッバ１２２は好ましく
は耐摩耗性の被膜で被覆されている。好ましくは、スナ
ッバ１２２は、組立て時において内側ライナ４４との間
に隙間が生じるように寸法決めされている。しかしなが
ら、作動中、内側ライナ４４とバッフル８０との間の熱
膨脹差により、内側ライナはバッフルよりも大きくな
り、スナッバ１２２に接触し、それにより所望の振動止
めを行う。かくして、バッフル８０は内側ライナ４４を
冷却するだけでなく、その振動を減少させる。
【００２９】
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の燃焼器を用いるガスタービンの略図で
ある。
【図２】図１に示すガスタービンの燃焼部分の縦断面図
である。
【図３】図２に示す燃焼器の縦断面図である。
【図４】図３に示す燃焼器の空気入口部分の等角図であ
り、フローガイドを想像線で示す図である。
【図５】図３に示すＶ−Ｖ線における横断面図である。
【図６】図５に示すＶＩ−ＶＩ線における断面図であっ
てスワール翼の付近における燃焼器の空気入口の一部を
示している図である。ただし、図６では、スワール翼は
図５に示すそれらの位置から回転していて、本質的には
半径方向に対して０°の角度をなしていて単一断面で両
翼内のリテーナピンが見えるようにした図である。
【図７】図３においてＶＩＩを付けた楕円によって囲ま
れた部分の詳細図である。
【図８】図６に示すＶＩＩＩ−ＶＩＩＩ線における断面
図である。
【図９】図６に示すスワール翼支持体の変形例を示す図
である。
【符号の説明】
１ ガスタービン ４ 燃焼器 ４０ 外側ライナ ４２ 中間ライナ ４４ 内側ライナ ７６ 二次燃料ペグ ８０ 有孔バッフル ８４，８６ スワール翼 ９０，９２ 環状通路
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 デビッド ティー フォス アメリカ合衆国 フロリダ州 ウインタ ー・パーク ゴールデンロッド・ロード 3440 アパートメント316 (72)発明者 ペリー イー ロー アメリカ合衆国 フロリダ州 ウインタ ー・パーク ルシアー・カウンティ 4705 −１ (72)発明者 デビッド ジェイ アモス アメリカ合衆国 フロリダ州 オーランド シドン・ストリート 8518

Claims (7)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 圧縮空気を生じさせる圧縮機区分と、圧
    縮機区分と空気流連通状態にある第１及び第２の環状通
    路を含む空気入口を備えた燃焼器を含み、圧縮空気を加
    熱する燃焼器区分とを有するガスタービンにおいて、複
    数の第１のスワール翼が第１の通路内に、複数の第２の
    スワール翼が第２の通路内にそれぞれ設けられていて、
    第１のスワール角度を圧縮空気の少なくとも第１の部分
    に与えると共に第２のスワール角度を圧縮空気の第２の
    部分に与えるようになっており、第１のスワール角度は
    第２のスワール角度と反対に向き、第１のスワール翼、
    第２のスワール翼の各々をそれぞれ少なくとも第１の位
    置、第２の位置まで回転させ、それにより第１のスワー
    ル角度及び第２のスワール角度を調整できるようにする
    ための第１及び第２の手段が設けられ、燃料を空気入口
    に導入するための手段が設けられていることを特徴とす
    るガスタービン。
  2. 【請求項２】 第１のスワール翼の各々は、第２のスワ
    ール翼のうちの一つとの共通軸線の周りに回転自在であ
    ることを特徴とする請求項１のガスタービン。
  3. 【請求項３】 第１のスワール角度は第２のスワール角
    度と反対に向いていることを特徴とする請求項１のガス
    タービン。
  4. 【請求項４】 第１のスワール翼を回転させるための前
    記第１の手段及び第２のスワール翼を回転させるための
    前記第２の手段はそれぞれ、複数の軸方向に向いたシャ
    フトを有し、各シャフトは第１のスワール翼のうち一つ
    及び第２のスワール翼のうち一つを貫通していることを
    特徴とする請求項１のガスタービン。
  5. 【請求項５】 前記燃料導入手段は、前記環状通路内へ
    半径方向に延びる複数の噴射ペグであることを特徴とす
    る請求項１のガスタービン。
  6. 【請求項６】 第１及び第２のスワール翼を所定の角度
    配向状態に係止する手段が更に設けられていることを特
    徴とする請求項４のガスタービン。
  7. 【請求項７】 スワール翼係止手段は、各スワール翼の
    ためのピンであり、各ピンはそれぞれ対応関係にあるス
    ワール翼内へ嵌入することを特徴とする請求項６のガス
    タービン。
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