JPH10148334A - ガスタービンエンジンの二重燃料噴射器の液体パイロット燃料噴射方法と装置 - Google Patents
ガスタービンエンジンの二重燃料噴射器の液体パイロット燃料噴射方法と装置Info
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- JPH10148334A JPH10148334A JP9302857A JP30285797A JPH10148334A JP H10148334 A JPH10148334 A JP H10148334A JP 9302857 A JP9302857 A JP 9302857A JP 30285797 A JP30285797 A JP 30285797A JP H10148334 A JPH10148334 A JP H10148334A
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Abstract
(57)【要約】 （修正有）
【課題】 二重燃料噴射器に関し、液体を有効に混合
し、炭素と窒素酸化物のエミションを減少させた装置を
提供する。 【解決手段】 二重燃料噴射器１２は、液体パイロット
燃料をガスタービンエンジンに噴射するための装置を含
む。噴射器は、燃料を円錐形状のピントルスワラ１０６
に噴霧する出口を有する液体パイロット燃料給送ライン
４６を含んでおり、ピントルスワラが、燃料を、パイロ
ット燃料−空気混合通路１０２の内側で円筒形状のフィ
ルムに形成する。燃料のフィルムが、パイロット燃料−
空気混合通路の内部と外部に流れる空気の分離した流れ
によってフィルムにかけられる剪断力によりパイロット
燃料−空気混合通路の下流側端部において、分断され小
滴になる。
し、炭素と窒素酸化物のエミションを減少させた装置を
提供する。 【解決手段】 二重燃料噴射器１２は、液体パイロット
燃料をガスタービンエンジンに噴射するための装置を含
む。噴射器は、燃料を円錐形状のピントルスワラ１０６
に噴霧する出口を有する液体パイロット燃料給送ライン
４６を含んでおり、ピントルスワラが、燃料を、パイロ
ット燃料−空気混合通路１０２の内側で円筒形状のフィ
ルムに形成する。燃料のフィルムが、パイロット燃料−
空気混合通路の内部と外部に流れる空気の分離した流れ
によってフィルムにかけられる剪断力によりパイロット
燃料−空気混合通路の下流側端部において、分断され小
滴になる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービンエンジン
の燃料噴射器に関する。より詳細には、本発明は、液体
またはガス燃料、あるいはその両者を用いて作動できる
二重燃料噴射器に関する。
の燃料噴射器に関する。より詳細には、本発明は、液体
またはガス燃料、あるいはその両者を用いて作動できる
二重燃料噴射器に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンにおいて、燃焼燃
料として化石燃料を使用することによって、一酸化炭
素、二酸化炭素、水蒸気、煙、粒子、不燃焼炭化水素、
酸化窒素および酸化イオウの燃焼による副産物が発生す
る。これらの副産物のうち二酸化炭素と水蒸気は一般的
なものであり、規制を受けるものではないと考えられ
る。ほとんどの用途において、政府によって課せられた
規制では、排気ガス内に排出される汚染物質の量をさら
に制限している。過去において、燃焼による副産物のほ
とんどは、設計を変更することによって制御されてき
た。例えば、煙は、通常燃焼器を設計変更することによ
って制御されてきており、粒子は通常トラップ及びフィ
ルターで制御され、酸化イオウは、通常全体のイオウ量
が低い燃料を選択することによって制御される。これに
よって、ガスタービンエンジンから排出される排気ガス
における主要な問題のエミッションとして一酸化炭素、
未燃焼炭化水素及び窒素酸化物が残る。
料として化石燃料を使用することによって、一酸化炭
素、二酸化炭素、水蒸気、煙、粒子、不燃焼炭化水素、
酸化窒素および酸化イオウの燃焼による副産物が発生す
る。これらの副産物のうち二酸化炭素と水蒸気は一般的
なものであり、規制を受けるものではないと考えられ
る。ほとんどの用途において、政府によって課せられた
規制では、排気ガス内に排出される汚染物質の量をさら
に制限している。過去において、燃焼による副産物のほ
とんどは、設計を変更することによって制御されてき
た。例えば、煙は、通常燃焼器を設計変更することによ
って制御されてきており、粒子は通常トラップ及びフィ
ルターで制御され、酸化イオウは、通常全体のイオウ量
が低い燃料を選択することによって制御される。これに
よって、ガスタービンエンジンから排出される排気ガス
における主要な問題のエミッションとして一酸化炭素、
未燃焼炭化水素及び窒素酸化物が残る。
【０００３】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、燃焼
ゾーン内で高温時に、大気中の窒素と酸素が直接組み合
わされること、および燃料内の有機窒素の存在とによっ
て発生する。窒素酸化物が発生する割合は、火災の温度
に依存しており、その結果、火炎温度がわずかに下がる
ことによって窒素酸化物がかなり減少することになる。
ガスタービン燃焼器の燃焼ゾーンにおいて最高温度を下
げるための手段を提供する過去といくつかの現在のシス
テムでは、水噴射器を含んでいた。水噴射システムに用
いられた噴射ノズルが、米国特許第４、６００、１５１
号に開示されている。開示された噴射ノズルでは、離れ
た関係で一方が他方の内側にある複数のスリーブ手段と
作動的に組み合わされた環状シュラウド手段を含む。ス
リーブ手段は、液体燃料受取チャンバと、該液体燃料受
取チャンバ内に配置された水あるいは補助燃料受取チャ
ンバとを形成する。燃料受取チャンバは、流体燃料に加
えて水または補助燃料を排出するか、または液体燃料を
排出するのに用いられる。スリーブ手段は、さらに圧縮
機が放出した空気を受取り、燃料スプレーコーンまたは
水あるいは補助燃料に給送して、これらを混合するため
の内部空気受取チャンバを形成する。
て二つの方法で発生する。例えば、窒素酸化物は、燃焼
ゾーン内で高温時に、大気中の窒素と酸素が直接組み合
わされること、および燃料内の有機窒素の存在とによっ
て発生する。窒素酸化物が発生する割合は、火災の温度
に依存しており、その結果、火炎温度がわずかに下がる
ことによって窒素酸化物がかなり減少することになる。
ガスタービン燃焼器の燃焼ゾーンにおいて最高温度を下
げるための手段を提供する過去といくつかの現在のシス
テムでは、水噴射器を含んでいた。水噴射システムに用
いられた噴射ノズルが、米国特許第４、６００、１５１
号に開示されている。開示された噴射ノズルでは、離れ
た関係で一方が他方の内側にある複数のスリーブ手段と
作動的に組み合わされた環状シュラウド手段を含む。ス
リーブ手段は、液体燃料受取チャンバと、該液体燃料受
取チャンバ内に配置された水あるいは補助燃料受取チャ
ンバとを形成する。燃料受取チャンバは、流体燃料に加
えて水または補助燃料を排出するか、または液体燃料を
排出するのに用いられる。スリーブ手段は、さらに圧縮
機が放出した空気を受取り、燃料スプレーコーンまたは
水あるいは補助燃料に給送して、これらを混合するため
の内部空気受取チャンバを形成する。
【０００４】別の燃料噴射器が米国特許第４、３２７、
５４７号に開示されている。この燃料噴射器は、窒素酸
化物のエミッションを減少させるように水噴射手段と、
液体燃料がガス燃料ダクトに入らないようにするための
空気逃し孔を備えたベンチュリセクションを有する外側
環状ガス燃料ダクトとを備える。さらに、水および液体
燃料のための入口を有する内側環状液体燃料ダクトも含
まれている。内部環状ダクトはノズルで終了し、圧縮空
気が流れる中央流れ通路は、内部副ディフューザを有す
る主のディフューザで終了する。双方のディフューザの
表面が圧縮空気によって洗われて、噴射器への炭素の付
着を減少させたり防ぐようにディフューザの表面が構成
されている。実際にはディフューザは中空ピントルを形
成する。これらを用いる上述のシステムとノズルは、窒
素酸化物のエミッションを減少させるための試みの例で
ある。しかし、上述のノズルでは、燃焼器からの窒素酸
化物のエミッションを制御するためにガス状の流体また
は液体流体を有効に混合することができない。
５４７号に開示されている。この燃料噴射器は、窒素酸
化物のエミッションを減少させるように水噴射手段と、
液体燃料がガス燃料ダクトに入らないようにするための
空気逃し孔を備えたベンチュリセクションを有する外側
環状ガス燃料ダクトとを備える。さらに、水および液体
燃料のための入口を有する内側環状液体燃料ダクトも含
まれている。内部環状ダクトはノズルで終了し、圧縮空
気が流れる中央流れ通路は、内部副ディフューザを有す
る主のディフューザで終了する。双方のディフューザの
表面が圧縮空気によって洗われて、噴射器への炭素の付
着を減少させたり防ぐようにディフューザの表面が構成
されている。実際にはディフューザは中空ピントルを形
成する。これらを用いる上述のシステムとノズルは、窒
素酸化物のエミッションを減少させるための試みの例で
ある。しかし、上述のノズルでは、燃焼器からの窒素酸
化物のエミッションを制御するためにガス状の流体また
は液体流体を有効に混合することができない。
【０００５】ガスタービンエンジンの燃焼ゾーン内の窒
素酸化物、一酸化炭素、未燃焼炭化水素のエミッション
を減少させるための改善された二重燃料噴射ノズルが、
米国特許第５、４０４、７１１号に開示されている。噴
射器は、連続して、相互に整列される１連の予混合チャ
ンバを備える。
素酸化物、一酸化炭素、未燃焼炭化水素のエミッション
を減少させるための改善された二重燃料噴射ノズルが、
米国特許第５、４０４、７１１号に開示されている。噴
射器は、連続して、相互に整列される１連の予混合チャ
ンバを備える。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】ガスタービンエンジン
に関する燃料噴射ノズルが直面する別の問題は、先端部
分の酸化、ひび割れ、またはゆがみの原因となる燃料噴
射ノズルの先端部分の温度が過剰になることである。冷
却空気量を増大させることなく、炭素と窒素酸化物のエ
ミッションが減少する、改善された先端冷却を行なうた
めの構造を有する燃料噴射ノズルが、米国特許第５、４
６７、９２６号に開示される。この構造では、シェルを
含んでおり、該シェルは、これとの間に第１チャンバを
形成するようになっている該シェルの中に配置された内
部部材と、該内部部材との間に第２のチャンバを形成す
る端部片とを有する。内側本体は、これの中に形成され
た複数の第１の角度通路を有し、第２のチャンバと通路
との間を連通するようになっている。第２のチャンバを
通過する燃焼空気の流れが端部片の空気側と接触し、こ
のために燃焼側が冷却されることになる。端部片は、複
数のしみ出し冷却孔を含んでおり、該端部片と高温燃焼
ガスとの間を接続して掃気を行い、端部片の燃焼側を冷
却するようになっている。
に関する燃料噴射ノズルが直面する別の問題は、先端部
分の酸化、ひび割れ、またはゆがみの原因となる燃料噴
射ノズルの先端部分の温度が過剰になることである。冷
却空気量を増大させることなく、炭素と窒素酸化物のエ
ミッションが減少する、改善された先端冷却を行なうた
めの構造を有する燃料噴射ノズルが、米国特許第５、４
６７、９２６号に開示される。この構造では、シェルを
含んでおり、該シェルは、これとの間に第１チャンバを
形成するようになっている該シェルの中に配置された内
部部材と、該内部部材との間に第２のチャンバを形成す
る端部片とを有する。内側本体は、これの中に形成され
た複数の第１の角度通路を有し、第２のチャンバと通路
との間を連通するようになっている。第２のチャンバを
通過する燃焼空気の流れが端部片の空気側と接触し、こ
のために燃焼側が冷却されることになる。端部片は、複
数のしみ出し冷却孔を含んでおり、該端部片と高温燃焼
ガスとの間を接続して掃気を行い、端部片の燃焼側を冷
却するようになっている。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明の１態様におい
て、液体パイロット燃料給送ライン入口と液体パイロッ
ト燃料給送ライン出口とを有する液体パイロット燃料給
送ラインと、内面と下流側端部とを有するパイロット燃
料−空気混合通路とを含む燃料噴射器において、液体パ
イロット燃料を空気と混合するための方法が、液体パイ
ロット燃料をパイロット燃料−空気混合通路の内面に沿
って流れるように外方向に動かし、パイロット燃料−空
気混合通路の下流側端部の下流側に液体パイロット燃料
のフィルムを形成し、該液体パイロット燃料のフィルム
の内面に第１のパイロット空気質量流量で進む第１のパ
イロット空気の流れを形成し、液体パイロット燃料のフ
ィルムの外側に第２のパイロット空気質量流量で進む第
２のパイロット空気の流れを形成し、液体パイロット燃
料のフィルムが、第１および第２のパイロット空気の流
れによってフィルムにかけられる剪断力のために噴霧さ
れるようにする、段階からなる。
て、液体パイロット燃料給送ライン入口と液体パイロッ
ト燃料給送ライン出口とを有する液体パイロット燃料給
送ラインと、内面と下流側端部とを有するパイロット燃
料−空気混合通路とを含む燃料噴射器において、液体パ
イロット燃料を空気と混合するための方法が、液体パイ
ロット燃料をパイロット燃料−空気混合通路の内面に沿
って流れるように外方向に動かし、パイロット燃料−空
気混合通路の下流側端部の下流側に液体パイロット燃料
のフィルムを形成し、該液体パイロット燃料のフィルム
の内面に第１のパイロット空気質量流量で進む第１のパ
イロット空気の流れを形成し、液体パイロット燃料のフ
ィルムの外側に第２のパイロット空気質量流量で進む第
２のパイロット空気の流れを形成し、液体パイロット燃
料のフィルムが、第１および第２のパイロット空気の流
れによってフィルムにかけられる剪断力のために噴霧さ
れるようにする、段階からなる。
【０００８】本発明の方法は、パイロット燃料−空気混
合通路の内面に沿って燃料の流れに渦を発生させて、液
体パイロット燃料のフィルムに含まれた液体パイロット
燃料の分布に均一性を作り出す段階と、第２のパイロッ
ト空気の流れに渦を発生させるための段階も含むのが好
ましい。本発明の別の態様において、燃料噴射器が、液
体パイロット燃料給送ライン入口と液体パイロット燃料
給送ライン出口とを有する液体パイロット燃料給送ライ
ンと、内面と下流側端部とを有するパイロット燃料−空
気混合通路と、液体パイロット燃料をパイロット燃料−
空気混合通路の内面に沿って流れるように外方向に動か
し、パイロット燃料−空気混合通路の下流側端部の下流
側に液体パイロット燃料のフィルムを形成するための装
置と、この液体パイロット燃料のフィルムを噴霧するた
めの装置と、を備える。
合通路の内面に沿って燃料の流れに渦を発生させて、液
体パイロット燃料のフィルムに含まれた液体パイロット
燃料の分布に均一性を作り出す段階と、第２のパイロッ
ト空気の流れに渦を発生させるための段階も含むのが好
ましい。本発明の別の態様において、燃料噴射器が、液
体パイロット燃料給送ライン入口と液体パイロット燃料
給送ライン出口とを有する液体パイロット燃料給送ライ
ンと、内面と下流側端部とを有するパイロット燃料−空
気混合通路と、液体パイロット燃料をパイロット燃料−
空気混合通路の内面に沿って流れるように外方向に動か
し、パイロット燃料−空気混合通路の下流側端部の下流
側に液体パイロット燃料のフィルムを形成するための装
置と、この液体パイロット燃料のフィルムを噴霧するた
めの装置と、を備える。
【０００９】本発明のさらに別の態様において、燃料噴
射器は、液体パイロット燃料給送ライン入口と液体パイ
ロット燃料給送出口とを有する液体パイロット燃料給送
ラインと、内面と下流側端部を有するパイロット燃料−
空気混合通路と、液体パイロット燃料をパイロット燃料
−空気混合通路の内面に沿って流れるように外方向に動
かし、パイロット燃料−空気混合通路の下流端部の下流
側に円筒形状の液体パイロット燃料のフィルムを作り出
すための円錐形状のピントルスワラと、パイロット燃料
−空気混合通路と流体連通する加圧源と、パイロット燃
料−空気混合通路の下流側端部と流体連通する副空気源
と、を備える。別の特徴および利点が請求され開示され
た装置と方法において固有のものであり、図面と以下の
詳細な説明から本分野の当業者に明白になるであろう。
射器は、液体パイロット燃料給送ライン入口と液体パイ
ロット燃料給送出口とを有する液体パイロット燃料給送
ラインと、内面と下流側端部を有するパイロット燃料−
空気混合通路と、液体パイロット燃料をパイロット燃料
−空気混合通路の内面に沿って流れるように外方向に動
かし、パイロット燃料−空気混合通路の下流端部の下流
側に円筒形状の液体パイロット燃料のフィルムを作り出
すための円錐形状のピントルスワラと、パイロット燃料
−空気混合通路と流体連通する加圧源と、パイロット燃
料−空気混合通路の下流側端部と流体連通する副空気源
と、を備える。別の特徴および利点が請求され開示され
た装置と方法において固有のものであり、図面と以下の
詳細な説明から本分野の当業者に明白になるであろう。
【００１０】
【実施例】図１を参照すると、ガスタービンエンジン１
０が、二重燃料（ガス／液体）予混合噴射器１２を有す
る。ガスタービンエンジン１０は、各々が相互に所定の
位置関係を有する複数の開口部１６を中に備えた外側ハ
ウジング１４を含む。開口部１６は外側ハウジング１４
の中心軸線１８のまわりに分布されている。二重燃料予
混合噴射器１２が各開口部１６を通って延びている。し
かし、便宜上、一個のみの二重燃料予混合噴射器１２と
一個の開口部１６のみが図示されている。従って、二重
燃料予混合噴霧器１２は、開口部１６の一つのみに配置
されており、従来の手段で外側ハウジング１４によって
支持されている。外側ハウジング１４は、中心軸線１８
を中心として配置された圧縮セクション２０のまわりに
配置されている。タービンセクション２２は、中心軸線
１８を中心として配置されており、燃焼セクション２４
は、中心軸線１８を中心として、圧縮セクション２０と
タービンセクション２２との間に配置されている。ガス
タービンエンジン１０は、中心軸線１８のまわりに軸線
方向に整列され、燃焼セクション２４の半径方向内方に
配置された内側ケース２６を備える。
０が、二重燃料（ガス／液体）予混合噴射器１２を有す
る。ガスタービンエンジン１０は、各々が相互に所定の
位置関係を有する複数の開口部１６を中に備えた外側ハ
ウジング１４を含む。開口部１６は外側ハウジング１４
の中心軸線１８のまわりに分布されている。二重燃料予
混合噴射器１２が各開口部１６を通って延びている。し
かし、便宜上、一個のみの二重燃料予混合噴射器１２と
一個の開口部１６のみが図示されている。従って、二重
燃料予混合噴霧器１２は、開口部１６の一つのみに配置
されており、従来の手段で外側ハウジング１４によって
支持されている。外側ハウジング１４は、中心軸線１８
を中心として配置された圧縮セクション２０のまわりに
配置されている。タービンセクション２２は、中心軸線
１８を中心として配置されており、燃焼セクション２４
は、中心軸線１８を中心として、圧縮セクション２０と
タービンセクション２２との間に配置されている。ガス
タービンエンジン１０は、中心軸線１８のまわりに軸線
方向に整列され、燃焼セクション２４の半径方向内方に
配置された内側ケース２６を備える。
【００１１】タービンセクション２２は、これに接続さ
れた出力軸（図示せず）を有する動力タービン２８を含
んでおり、発生器またはポンプのような付随的な部品を
駆動するようになっている。タービンセクション２２の
別の部分が、圧縮セクション２０と駆動する関係で接続
されたガス発生タービン３０を含む。ガスタービンエン
ジン１０が作動しているとき、圧縮された空気の流れが
圧縮セクション２０から排出され、第２のディーゼル燃
料のような液体燃料を噴霧するために冷却し、さらに以
下に詳細に記載するように、燃焼セクション２４内のパ
イロット燃焼および主燃焼のために爆燃性燃料と混合さ
れるのに用いられる。燃焼セクション２４は、半径方向
に所定の距離だけ外側ハウジング１４から間隔があいて
おり、従来の手段で外側ハウジング１４から支持されて
いる環状燃焼器３２を含む。この環状燃焼器３２は中心
軸線１８のまわりに同軸線に配置された環状外側シェル
３４と、該環状外側シュル３４の半径方向内方に配置さ
れており中心軸線１８のまわりに同軸方向に配置された
環状内側シェル３６と、ほぼ均等に間隔のあいた複数の
開口部４０を有する入口端部部分３８とを有する。開口
部４０のそれぞれは、噴射器中心軸線４４を有する二重
燃料予混合噴射器１２の一つを有しており、該噴射器
は、環状チャンバ３２の入口端部３８と流体連通するよ
うにほぼ開口部４０の中に配置されている。環状噴霧器
の代替として、複数のカンタイプの燃焼器、あるいは側
部がカン状の燃焼器も本発明の本質を変更することなく
組み入れることができる。
れた出力軸（図示せず）を有する動力タービン２８を含
んでおり、発生器またはポンプのような付随的な部品を
駆動するようになっている。タービンセクション２２の
別の部分が、圧縮セクション２０と駆動する関係で接続
されたガス発生タービン３０を含む。ガスタービンエン
ジン１０が作動しているとき、圧縮された空気の流れが
圧縮セクション２０から排出され、第２のディーゼル燃
料のような液体燃料を噴霧するために冷却し、さらに以
下に詳細に記載するように、燃焼セクション２４内のパ
イロット燃焼および主燃焼のために爆燃性燃料と混合さ
れるのに用いられる。燃焼セクション２４は、半径方向
に所定の距離だけ外側ハウジング１４から間隔があいて
おり、従来の手段で外側ハウジング１４から支持されて
いる環状燃焼器３２を含む。この環状燃焼器３２は中心
軸線１８のまわりに同軸線に配置された環状外側シェル
３４と、該環状外側シュル３４の半径方向内方に配置さ
れており中心軸線１８のまわりに同軸方向に配置された
環状内側シェル３６と、ほぼ均等に間隔のあいた複数の
開口部４０を有する入口端部部分３８とを有する。開口
部４０のそれぞれは、噴射器中心軸線４４を有する二重
燃料予混合噴射器１２の一つを有しており、該噴射器
は、環状チャンバ３２の入口端部３８と流体連通するよ
うにほぼ開口部４０の中に配置されている。環状噴霧器
の代替として、複数のカンタイプの燃焼器、あるいは側
部がカン状の燃焼器も本発明の本質を変更することなく
組み入れることができる。
【００１２】図６にさらに図示するように、各二重燃料
予混合噴射器１２が、ほぼ噴射器中心軸線４４に沿って
液体パイロット燃料を導くための液体パイロット燃料給
送ライン４６を含む。液体パイロット燃料給送ライン４
６が、入口端部４８とテーパー状の出口端部５０とを有
する。環状空気補助通路５２が液体パイロット燃料給送
ライン４６を取り囲み、噴射器の中心軸線４４のまわり
に同軸線上に配置されている。環状パイロットガス燃料
通路５４が環状空気補助通路５２を取り囲み、環状パイ
ロットガス燃料通路出口５５を有しており、噴射器軸線
４４のまわりに同軸線上に配置されている。噴射器の中
心本体５６が、環状パイロットガス燃料通路５４を取り
囲む。副空気通路５８が噴射器中心本体５６を取り囲
み、第２の円筒形の壁６２とともに、主空気通路６４を
形成するようになっている第１の円筒形壁６０により取
り囲まれている。環状の主ガス燃料マニホルドキャビテ
ィ６６が第２の円筒形の壁６２を取り囲み、それぞれが
メタンガスのようなガス燃料を環状主ガス燃料マニホル
ドキャビティ６６から主空気通路６４に導くように複数
の通路７０を有する複数の中空のスポーク部材６８と流
体連通している。主空気通路６４は、これの中に配置さ
れた複数の主空気スワルベーン７２を含む。
予混合噴射器１２が、ほぼ噴射器中心軸線４４に沿って
液体パイロット燃料を導くための液体パイロット燃料給
送ライン４６を含む。液体パイロット燃料給送ライン４
６が、入口端部４８とテーパー状の出口端部５０とを有
する。環状空気補助通路５２が液体パイロット燃料給送
ライン４６を取り囲み、噴射器の中心軸線４４のまわり
に同軸線上に配置されている。環状パイロットガス燃料
通路５４が環状空気補助通路５２を取り囲み、環状パイ
ロットガス燃料通路出口５５を有しており、噴射器軸線
４４のまわりに同軸線上に配置されている。噴射器の中
心本体５６が、環状パイロットガス燃料通路５４を取り
囲む。副空気通路５８が噴射器中心本体５６を取り囲
み、第２の円筒形の壁６２とともに、主空気通路６４を
形成するようになっている第１の円筒形壁６０により取
り囲まれている。環状の主ガス燃料マニホルドキャビテ
ィ６６が第２の円筒形の壁６２を取り囲み、それぞれが
メタンガスのようなガス燃料を環状主ガス燃料マニホル
ドキャビティ６６から主空気通路６４に導くように複数
の通路７０を有する複数の中空のスポーク部材６８と流
体連通している。主空気通路６４は、これの中に配置さ
れた複数の主空気スワルベーン７２を含む。
【００１３】複数の空気噴射噴霧器７４が、噴射器の中
央本体５６に取り付けられており、図４に最もよくわか
るように、噴射器の中心軸線４４のまわりに均等に、半
径方向に離れている。例えば、このような空気噴射噴霧
器７４が８個あればよい。図６に見られるように、液体
燃料が、主液体燃料給送ライン７６と、各空気噴射噴霧
器７４に組み合わされる燃料オリフィス７７とを介し各
空気噴射噴霧器７４に給送される。液体燃料が、主液体
燃料供給管（図示せず）から主液体燃料給送ライン７６
に給送される。複数の第１の交差通路７８によって、副
空気通路５８と環状パイロットガス燃料通路５４との間
を流体連通できる。複数の第２の交差通路８０によっ
て、副空気通路５８と各空気噴射噴霧器７４との間で流
体連通できる。複数の第３の交差通路８２は、環状パイ
ロットガス燃料通路５４と環状空気補助通路５２との間
を流体連通できる。
央本体５６に取り付けられており、図４に最もよくわか
るように、噴射器の中心軸線４４のまわりに均等に、半
径方向に離れている。例えば、このような空気噴射噴霧
器７４が８個あればよい。図６に見られるように、液体
燃料が、主液体燃料給送ライン７６と、各空気噴射噴霧
器７４に組み合わされる燃料オリフィス７７とを介し各
空気噴射噴霧器７４に給送される。液体燃料が、主液体
燃料供給管（図示せず）から主液体燃料給送ライン７６
に給送される。複数の第１の交差通路７８によって、副
空気通路５８と環状パイロットガス燃料通路５４との間
を流体連通できる。複数の第２の交差通路８０によっ
て、副空気通路５８と各空気噴射噴霧器７４との間で流
体連通できる。複数の第３の交差通路８２は、環状パイ
ロットガス燃料通路５４と環状空気補助通路５２との間
を流体連通できる。
【００１４】各空気噴射噴霧器７４が、噴射器の中心軸
線４４から約４５．０°の角度で傾斜している噴霧器中
心線８４にほぼ沿って整列している。しかし、この角度
は、二重燃料予混合噴射器１２が作動されるべき用途と
作動状態に基づいて、約４５．０から約９０．０°の範
囲内で変えることができる。各空気噴射噴霧器７４は、
噴霧器中心空気通路８６、環状噴霧器燃料通路８８、噴
霧器外側空気通路９０とを含んでおり、それぞれの通路
は噴霧器中心線８４を中心とする。各空気噴射噴霧器７
４における外側空気オリフィス９１が、各噴霧器外側空
気通路９０を副空気通路５８と流体連通するように配置
される。中に孔９４を有する冷却ダクトディバイダ９２
と、孔９８を中に有するフレア状の管状インサート９６
とが、共にラビリンス形状の冷却通路１００を形成し、
これによって第２の交差通路８０を、下流端部１０３を
有するパイロット燃料−空気混合通路１０２の外面と流
体連通することになる。
線４４から約４５．０°の角度で傾斜している噴霧器中
心線８４にほぼ沿って整列している。しかし、この角度
は、二重燃料予混合噴射器１２が作動されるべき用途と
作動状態に基づいて、約４５．０から約９０．０°の範
囲内で変えることができる。各空気噴射噴霧器７４は、
噴霧器中心空気通路８６、環状噴霧器燃料通路８８、噴
霧器外側空気通路９０とを含んでおり、それぞれの通路
は噴霧器中心線８４を中心とする。各空気噴射噴霧器７
４における外側空気オリフィス９１が、各噴霧器外側空
気通路９０を副空気通路５８と流体連通するように配置
される。中に孔９４を有する冷却ダクトディバイダ９２
と、孔９８を中に有するフレア状の管状インサート９６
とが、共にラビリンス形状の冷却通路１００を形成し、
これによって第２の交差通路８０を、下流端部１０３を
有するパイロット燃料−空気混合通路１０２の外面と流
体連通することになる。
【００１５】パイロット燃料−空気混合通路１０２の外
面は外部スワルブレード１０４を含んでおり、円錐形状
のピントルスワラ１０６は、パイロット燃料−空気混合
通路１０２の内面上に配置される。さらに、スワルブレ
ード１０８が噴霧器燃料通路８８内に配置されており、
スワールブレード１１０は噴霧器外側空気通路９０内に
配置されている。二重燃料予混合噴射器１２が、外側円
筒形壁１１３、およびパイロット燃料−空気混合通路１
０２とともに環状外側パイロット空気通路１１６を形成
する内側円筒形壁１１４とを有する噴射器中心本体先端
１１２を含む。ラビリンス状の冷却通路１００を通って
流れる空気が、噴射器中心本体先端１１２と、これの外
側円筒形壁１１３と内側円筒形壁１１４とともに冷却ダ
クトディバイダ９２を冷却する。この冷却は、噴射器の
中央本体先端１１２に孔を必要とすることなく達成され
ることが重要である。噴射器中心本体先端１１２内に孔
を形成することなく冷却することは有益である。なぜな
らば、孔は、噴射器中央本体先端１１２に集中応力を形
成することになり、熱応力のために疲労故障を早めるこ
とになるからである。
面は外部スワルブレード１０４を含んでおり、円錐形状
のピントルスワラ１０６は、パイロット燃料−空気混合
通路１０２の内面上に配置される。さらに、スワルブレ
ード１０８が噴霧器燃料通路８８内に配置されており、
スワールブレード１１０は噴霧器外側空気通路９０内に
配置されている。二重燃料予混合噴射器１２が、外側円
筒形壁１１３、およびパイロット燃料−空気混合通路１
０２とともに環状外側パイロット空気通路１１６を形成
する内側円筒形壁１１４とを有する噴射器中心本体先端
１１２を含む。ラビリンス状の冷却通路１００を通って
流れる空気が、噴射器中心本体先端１１２と、これの外
側円筒形壁１１３と内側円筒形壁１１４とともに冷却ダ
クトディバイダ９２を冷却する。この冷却は、噴射器の
中央本体先端１１２に孔を必要とすることなく達成され
ることが重要である。噴射器中心本体先端１１２内に孔
を形成することなく冷却することは有益である。なぜな
らば、孔は、噴射器中央本体先端１１２に集中応力を形
成することになり、熱応力のために疲労故障を早めるこ
とになるからである。
【００１６】図３と図６を参照すると、二重燃料予混合
噴射器１２が、主の空気入口バルブプレート１１８と、
該主の空気入口バルブプレート１１８を開閉するように
軸線方向に回転する主の空気入口バルブピボットロッド
１２０とを含む。主空気入口バルブプレートは、所定の
寸法だけ噴射器の中心軸線４４から半径方向に離れた複
数のスロット１１９を含む。ガス燃料が用いられるとき
のガスタービンエンジン１０の作動中と、ガス燃料を用
いる始動中とに、図３と図６に図示したように主空気入
口バルブプレート１１８が閉じたままに保持される。主
空気入口バルブプレート１１８が、主の空気入口バルブ
ピボットロッド１２０によって開き、液体燃料が使用さ
れるときガスタービンエンジン１０の作動中に、より多
くの空気が圧縮セクション２０から（図１参照）主空気
通路６４に入る。図６を参照すると、主の空気入口バル
ブプレート１１８が閉じた位置にあるときでも、主の空
気入口バルブプレート１１８は副空気通路５８をカバー
しない。
噴射器１２が、主の空気入口バルブプレート１１８と、
該主の空気入口バルブプレート１１８を開閉するように
軸線方向に回転する主の空気入口バルブピボットロッド
１２０とを含む。主空気入口バルブプレートは、所定の
寸法だけ噴射器の中心軸線４４から半径方向に離れた複
数のスロット１１９を含む。ガス燃料が用いられるとき
のガスタービンエンジン１０の作動中と、ガス燃料を用
いる始動中とに、図３と図６に図示したように主空気入
口バルブプレート１１８が閉じたままに保持される。主
空気入口バルブプレート１１８が、主の空気入口バルブ
ピボットロッド１２０によって開き、液体燃料が使用さ
れるときガスタービンエンジン１０の作動中に、より多
くの空気が圧縮セクション２０から（図１参照）主空気
通路６４に入る。図６を参照すると、主の空気入口バル
ブプレート１１８が閉じた位置にあるときでも、主の空
気入口バルブプレート１１８は副空気通路５８をカバー
しない。
【００１７】図５を参照すると、主ガス燃料供給管１２
２が、環状主ガス燃料マニホルドキャビティ６６と流体
連通する。パイロットガス燃料供給管１２４が環状パイ
ロットガス燃料通路５４と流体連通する。パイロット液
体燃料供給管１２６が液体パイロット燃料給送ライン４
６の入口端部４８と流体連通する。空気補助供給管１２
７が“工場空気”システムのような外部源、または専用
の圧縮機から環状空気補助通路５２に圧縮空気を与え
る。二重燃料予混合噴射器１２が以下のように作動す
る。図１、２、５および６からわかるように、圧縮セク
ション２０からの圧縮された空気が主空気通路６４に入
り、燃料予混合噴射器１２の左手側から副空気通路５８
に入る。ガスタービンエンジン１０が、主ガス燃料を用
いて作動すると、主の空気入口バルブプレート１１８が
閉じて、圧縮セクション２０からの圧縮空気が、主空気
入口バルブプレート１１８内のスロット１１９を介し主
空気通路６４に入る。この圧縮空気が、主ガス燃料供給
管１２２から環状の主ガス燃料マニホルドキャビティ６
６に、次いで中空スポーク部材６８と通路７０とを介し
主空気通路６４に導かれるガス燃料と混合される。ガス
混合気が、次に主空気スワルベーン７２を通り、二重燃
料予混合噴射器１２の下流側（図６に見られるように右
手に図示するように）に配置された環状混合チャンバ１
２８に入る前にさらに混合されることになる。環状混合
チャンバ１２８を出た後にガス混合気が環状燃焼室３２
で燃焼される。
２が、環状主ガス燃料マニホルドキャビティ６６と流体
連通する。パイロットガス燃料供給管１２４が環状パイ
ロットガス燃料通路５４と流体連通する。パイロット液
体燃料供給管１２６が液体パイロット燃料給送ライン４
６の入口端部４８と流体連通する。空気補助供給管１２
７が“工場空気”システムのような外部源、または専用
の圧縮機から環状空気補助通路５２に圧縮空気を与え
る。二重燃料予混合噴射器１２が以下のように作動す
る。図１、２、５および６からわかるように、圧縮セク
ション２０からの圧縮された空気が主空気通路６４に入
り、燃料予混合噴射器１２の左手側から副空気通路５８
に入る。ガスタービンエンジン１０が、主ガス燃料を用
いて作動すると、主の空気入口バルブプレート１１８が
閉じて、圧縮セクション２０からの圧縮空気が、主空気
入口バルブプレート１１８内のスロット１１９を介し主
空気通路６４に入る。この圧縮空気が、主ガス燃料供給
管１２２から環状の主ガス燃料マニホルドキャビティ６
６に、次いで中空スポーク部材６８と通路７０とを介し
主空気通路６４に導かれるガス燃料と混合される。ガス
混合気が、次に主空気スワルベーン７２を通り、二重燃
料予混合噴射器１２の下流側（図６に見られるように右
手に図示するように）に配置された環状混合チャンバ１
２８に入る前にさらに混合されることになる。環状混合
チャンバ１２８を出た後にガス混合気が環状燃焼室３２
で燃焼される。
【００１８】パイロットガス燃料が、例えばガスタービ
ンエンジン１０の始動（ライトオフ）のために使用され
るべき場合には、主の空気入口バルブプレート１１８が
閉じられる。圧縮セクション２０から副空気通路５８に
導入された空気が、第１の交差通路７８を通り、パイロ
ットガス燃料供給管１２４から流れるガス燃料と環状パ
イロットガス燃料通路５４において混合される。次い
で、このパイロットガス混合気の一部が、外部のスワル
ブレード１０４によって渦巻き状になり、パイロットガ
ス混合気の残余が、第３の交差通路８２を通り環状空気
補助通路５２にそれる。パイロットガス混合気のそれた
部分が円錐形状のピントルスワラ１０６によって渦巻き
状になる。外部スワルブレード１０４によって渦巻き状
にされたパイロットガス混合気が、円錐形状のピントル
スワラ１０６によって渦巻き状にされたパイロットガス
混合気と、環状燃焼器３２における点火のためにパイロ
ット燃料−空気混合通路１０２の下流側端部１０３にお
いて、再び一つになる。
ンエンジン１０の始動（ライトオフ）のために使用され
るべき場合には、主の空気入口バルブプレート１１８が
閉じられる。圧縮セクション２０から副空気通路５８に
導入された空気が、第１の交差通路７８を通り、パイロ
ットガス燃料供給管１２４から流れるガス燃料と環状パ
イロットガス燃料通路５４において混合される。次い
で、このパイロットガス混合気の一部が、外部のスワル
ブレード１０４によって渦巻き状になり、パイロットガ
ス混合気の残余が、第３の交差通路８２を通り環状空気
補助通路５２にそれる。パイロットガス混合気のそれた
部分が円錐形状のピントルスワラ１０６によって渦巻き
状になる。外部スワルブレード１０４によって渦巻き状
にされたパイロットガス混合気が、円錐形状のピントル
スワラ１０６によって渦巻き状にされたパイロットガス
混合気と、環状燃焼器３２における点火のためにパイロ
ット燃料−空気混合通路１０２の下流側端部１０３にお
いて、再び一つになる。
【００１９】ガスタービンエンジン１０が、主液体燃料
を用いて作動すると、主の空気入口バルブプレート１１
８が開き、圧縮セクション２０からの圧縮空気が、主の
空気入口バルブプレート１１８により妨害されることな
く、主の空気通路６４に流れる。主の空気スワルベーン
７２を通った後、主空気通路６４の圧縮空気が、空気噴
射噴霧器７４によって導かれた液体燃料と混合される。
以下のように各空気噴射噴霧器７４が作動する。圧縮さ
れた空気が副空気通路５８から第２の交差通路８０を通
り、圧縮空気は図６に図示するように空気噴射噴霧器７
４の横断面から見て上方にかつ右手に流れるように、噴
霧器中央空気通路８６に入る。圧縮空気は、また、副空
気通路５８から外側空気オリフィス９１を通って、噴霧
器外側空気通路９０に給送され、図６に図示された空気
噴射噴霧器７４の断面からみて上方に、かつ右手に流れ
るときスワルブレード１１０によって渦巻き状になる。
を用いて作動すると、主の空気入口バルブプレート１１
８が開き、圧縮セクション２０からの圧縮空気が、主の
空気入口バルブプレート１１８により妨害されることな
く、主の空気通路６４に流れる。主の空気スワルベーン
７２を通った後、主空気通路６４の圧縮空気が、空気噴
射噴霧器７４によって導かれた液体燃料と混合される。
以下のように各空気噴射噴霧器７４が作動する。圧縮さ
れた空気が副空気通路５８から第２の交差通路８０を通
り、圧縮空気は図６に図示するように空気噴射噴霧器７
４の横断面から見て上方にかつ右手に流れるように、噴
霧器中央空気通路８６に入る。圧縮空気は、また、副空
気通路５８から外側空気オリフィス９１を通って、噴霧
器外側空気通路９０に給送され、図６に図示された空気
噴射噴霧器７４の断面からみて上方に、かつ右手に流れ
るときスワルブレード１１０によって渦巻き状になる。
【００２０】一方、主液体燃料給送ライン７６から燃料
オリフィス７７を通り噴霧器燃料通路８８に導かれた液
体燃料は、図６に図示した空気噴射噴霧器７４の断面図
において見られるように上方にかつ右手に液体燃料が流
れると噴霧器燃料通路８８内のスワルブレード１０８に
よって渦巻き状になる。液体燃料が渦巻き状になること
によって、これが噴霧器燃料通路８８から出るとき噴霧
器燃料通路８８の壁にフィルムを形成することになる。
燃料のフィルムは、分解されて小滴になる（噴霧され）
と同時に、空気噴射噴霧器７４から出る際に空気と混合
される。この噴霧と混合作用は、噴霧器中央空気通路８
６から出て、第１の噴霧空気質量流量で流れる圧縮空気
と、噴霧器外側空気通路９０から出て、第１の噴霧器空
気質量流量とは異なる第２の噴霧器空気質量流量で流れ
る渦巻き圧縮空気との間に燃料フィルムが捕らえられた
ときの燃料フィルムに加えられた剪断力のためである。
この液体混合気が、さらに環状燃焼器３２内において点
火される前に、環状混合チャンバ１２８内の主空気通路
６４からの渦巻き状の空気とさらに混合される。
オリフィス７７を通り噴霧器燃料通路８８に導かれた液
体燃料は、図６に図示した空気噴射噴霧器７４の断面図
において見られるように上方にかつ右手に液体燃料が流
れると噴霧器燃料通路８８内のスワルブレード１０８に
よって渦巻き状になる。液体燃料が渦巻き状になること
によって、これが噴霧器燃料通路８８から出るとき噴霧
器燃料通路８８の壁にフィルムを形成することになる。
燃料のフィルムは、分解されて小滴になる（噴霧され）
と同時に、空気噴射噴霧器７４から出る際に空気と混合
される。この噴霧と混合作用は、噴霧器中央空気通路８
６から出て、第１の噴霧空気質量流量で流れる圧縮空気
と、噴霧器外側空気通路９０から出て、第１の噴霧器空
気質量流量とは異なる第２の噴霧器空気質量流量で流れ
る渦巻き圧縮空気との間に燃料フィルムが捕らえられた
ときの燃料フィルムに加えられた剪断力のためである。
この液体混合気が、さらに環状燃焼器３２内において点
火される前に、環状混合チャンバ１２８内の主空気通路
６４からの渦巻き状の空気とさらに混合される。
【００２１】液体パイロット燃料が、例えばガスタービ
ンエンジン１０の始動（ライトオフ）のために用いられ
る場合には、主の空気入口バルブプレート１１８が閉じ
られてもよいが、通常は開いたままである。液体パイロ
ット燃料が液体パイロット燃料給送ライン４６に導かれ
る。副空気通路５８に導かれる空気が、第１の交差通路
７８を通り、環状のパイロットガス燃料通路５４に流れ
る。次いで、環状パイロットガス燃料通路５４内の空気
の一部が外部のスワルブレード１０４によって渦巻き状
になる。環状パイロットガス燃料通路５４の空気の残余
が、第３の交差通路８２を介し分岐され、環状空気補助
通路５２に入り、空気補助供給管１２７から環状空気補
助通路５２に供給された付加的な圧縮空気と混合され
る。第３の交差通路８２からの空気と、環状空気補助通
路５２からの圧縮空気と、液体パイロット燃料給送ライ
ン４６の出口端部５０からの液体パイロット燃料とが、
円錐形状のピントルスワラ１０６を通り、液体パイロッ
ト燃料で、パイロット燃料−空気混合通路１０２の内側
に均一のフィルムを形成できる。液体パイロット燃料の
フィルムがパイロット燃料−空気混合通路１０２から出
ると同時に、分解されて小滴になり（噴霧化され）空気
と混合される。この噴霧および混合作用は、パイロット
燃料−混合通路１０２内から第１のパイロット空気質量
流量で出た圧縮空気と、パイロット燃料−空気混合通路
１０２の外部から、第１パイロット空気質量流量とは異
なる第２のパイロット空気質量流量で出て、ラビリンス
形状の冷却通路１００からの空気と混合される渦巻き状
に圧縮された空気とによって、液体燃料のフィルムにか
けられる剪断力による。この液体パイロット混合気は、
次いで環状燃焼器３２内で点火される。
ンエンジン１０の始動（ライトオフ）のために用いられ
る場合には、主の空気入口バルブプレート１１８が閉じ
られてもよいが、通常は開いたままである。液体パイロ
ット燃料が液体パイロット燃料給送ライン４６に導かれ
る。副空気通路５８に導かれる空気が、第１の交差通路
７８を通り、環状のパイロットガス燃料通路５４に流れ
る。次いで、環状パイロットガス燃料通路５４内の空気
の一部が外部のスワルブレード１０４によって渦巻き状
になる。環状パイロットガス燃料通路５４の空気の残余
が、第３の交差通路８２を介し分岐され、環状空気補助
通路５２に入り、空気補助供給管１２７から環状空気補
助通路５２に供給された付加的な圧縮空気と混合され
る。第３の交差通路８２からの空気と、環状空気補助通
路５２からの圧縮空気と、液体パイロット燃料給送ライ
ン４６の出口端部５０からの液体パイロット燃料とが、
円錐形状のピントルスワラ１０６を通り、液体パイロッ
ト燃料で、パイロット燃料−空気混合通路１０２の内側
に均一のフィルムを形成できる。液体パイロット燃料の
フィルムがパイロット燃料−空気混合通路１０２から出
ると同時に、分解されて小滴になり（噴霧化され）空気
と混合される。この噴霧および混合作用は、パイロット
燃料−混合通路１０２内から第１のパイロット空気質量
流量で出た圧縮空気と、パイロット燃料−空気混合通路
１０２の外部から、第１パイロット空気質量流量とは異
なる第２のパイロット空気質量流量で出て、ラビリンス
形状の冷却通路１００からの空気と混合される渦巻き状
に圧縮された空気とによって、液体燃料のフィルムにか
けられる剪断力による。この液体パイロット混合気は、
次いで環状燃焼器３２内で点火される。
【００２２】パイロット燃料−混合通路１０２の内部に
おいて圧縮空気を使用することによって、ライトオフに
関する作動範囲が広くなる、すなわち二重燃料予混合噴
射器１２の低圧降下が存在するときでさえ作動範囲が広
くなる。パイロット燃料−空気混合通路１０２の内部の
圧縮空気により、液体パイロット燃料のフィルムがパイ
ロット燃料−空気混合通路１０２から出るとき、液体パ
イロット燃料フィルム自体が崩壊することを防ぐため
に、この広い作動範囲が可能となる。液体パイロット燃
料のこのような崩壊のために、二重燃料予混合噴射器１
２に低圧降下が存在するような所定の作動状態のもと
で、適切な小滴が発生しないようになる。環状外側パイ
ロット空気通路１１６を通る第２のパイロット空気質量
流量と、パイロット燃料−空気混合通路１０２を通る第
１のパイロット空気質量流量との割合は２．５対１．０
であることを利用して、約４０．０°から約４５．０°
までの円錐角を有する比較的狭いパイロット液体スプレ
ーパターンが、カーボンを蓄積させてしまう原因とな
る、液体パイロット燃料の噴射器本体５６上での衝突を
避けながら、許容可能な性能を与えることがわかった。
しかし、最適なスプレーパターン特性は、二重燃料予混
合噴射器１２が作動される用途と作動状態とに従って変
わることになる。
おいて圧縮空気を使用することによって、ライトオフに
関する作動範囲が広くなる、すなわち二重燃料予混合噴
射器１２の低圧降下が存在するときでさえ作動範囲が広
くなる。パイロット燃料−空気混合通路１０２の内部の
圧縮空気により、液体パイロット燃料のフィルムがパイ
ロット燃料−空気混合通路１０２から出るとき、液体パ
イロット燃料フィルム自体が崩壊することを防ぐため
に、この広い作動範囲が可能となる。液体パイロット燃
料のこのような崩壊のために、二重燃料予混合噴射器１
２に低圧降下が存在するような所定の作動状態のもと
で、適切な小滴が発生しないようになる。環状外側パイ
ロット空気通路１１６を通る第２のパイロット空気質量
流量と、パイロット燃料−空気混合通路１０２を通る第
１のパイロット空気質量流量との割合は２．５対１．０
であることを利用して、約４０．０°から約４５．０°
までの円錐角を有する比較的狭いパイロット液体スプレ
ーパターンが、カーボンを蓄積させてしまう原因とな
る、液体パイロット燃料の噴射器本体５６上での衝突を
避けながら、許容可能な性能を与えることがわかった。
しかし、最適なスプレーパターン特性は、二重燃料予混
合噴射器１２が作動される用途と作動状態とに従って変
わることになる。
【００２３】本発明に関する二重燃料予混合噴射器１２
の構造では、数多くの性能的な利点を提供する。ラビリ
ンス形状の冷却通路１００は、噴射器の中央本体の先端
１１２の冷却性を高める。中空のスポーク部材６８が、
空気噴射噴霧器７４の上流側にある主空気スワルベーン
７２の上流側に配置されているので、液体燃料の小滴が
上流側で合流し、環状主ガス燃料マニホルドキャビティ
６６または中空スポーク部材６８内の通路７０を例えば
炭素で汚すという可能性がなくなる。熱応力のために噴
射器中央本体の先端１１２が低サイクルの疲れにより割
れるといった状態が少なくなる。なぜならば、噴射器中
央本体の先端１１２の空気冷却が高められからである。
液体パイロットおよび主燃料に関して比的的大きな径の
通路を使用することは、わずかな量の汚染物のために通
路が詰まったり、塞がれるようなより小さな通路を有す
る噴射器と通常組み合わされるという問題を回避する。
環状混合チャンバ１２８の内面にコークが生成されるこ
とが、二重燃料予混合噴射器１２によって得られる最適
な主液体燃料の小滴の大きさとパターンのために最小と
なる。同様に、噴射器中央本体先端１１２上でのコーク
生成が、二重燃料予混合噴霧器１２によって得られた最
適なパイロット液体燃料小滴の大きさとパターンのため
に、最小となる。
の構造では、数多くの性能的な利点を提供する。ラビリ
ンス形状の冷却通路１００は、噴射器の中央本体の先端
１１２の冷却性を高める。中空のスポーク部材６８が、
空気噴射噴霧器７４の上流側にある主空気スワルベーン
７２の上流側に配置されているので、液体燃料の小滴が
上流側で合流し、環状主ガス燃料マニホルドキャビティ
６６または中空スポーク部材６８内の通路７０を例えば
炭素で汚すという可能性がなくなる。熱応力のために噴
射器中央本体の先端１１２が低サイクルの疲れにより割
れるといった状態が少なくなる。なぜならば、噴射器中
央本体の先端１１２の空気冷却が高められからである。
液体パイロットおよび主燃料に関して比的的大きな径の
通路を使用することは、わずかな量の汚染物のために通
路が詰まったり、塞がれるようなより小さな通路を有す
る噴射器と通常組み合わされるという問題を回避する。
環状混合チャンバ１２８の内面にコークが生成されるこ
とが、二重燃料予混合噴射器１２によって得られる最適
な主液体燃料の小滴の大きさとパターンのために最小と
なる。同様に、噴射器中央本体先端１１２上でのコーク
生成が、二重燃料予混合噴霧器１２によって得られた最
適なパイロット液体燃料小滴の大きさとパターンのため
に、最小となる。
【００２４】二重燃料予混合噴射器１２は、通常は天然
ガスまたはディーゼル燃料のいずれかで作動するように
なっているが、いずれかの燃料でガスタービンエンジン
１０を始動して、ガスタービンエンジン１０が作動して
いる間、燃料が変わる可能性がある。二重燃料予混合噴
射器１２の設計では、ガスおよび液体燃料の双方を同時
に用いて、ガスタービンエンジン１０を作動させること
ができる。二重燃料予混合噴射器１２によってガスター
ビンエンジン１０は、水またはスチームのような別の希
釈剤を用いることなく、天然ガス、または希薄予混合燃
焼室を介した液体燃料のいずれかで作動しながら、窒素
酸化物のエミッションを低減させることができる。本発
明の多くの、および別の実施例は、前述の記載を鑑みれ
ば、本分野の当業者にとって明白になものであろう。従
って、本記載は、例示的にすぎず、本発明を実施するの
に最高の態様を本分野の当業者に教唆することを目的と
するものである。本発明の構造の詳細は、本発明の精神
から逸脱することなく、実質的に変えることができ、本
発明の請求の範囲内に適合する全ての変更の使用を包含
するものである。
ガスまたはディーゼル燃料のいずれかで作動するように
なっているが、いずれかの燃料でガスタービンエンジン
１０を始動して、ガスタービンエンジン１０が作動して
いる間、燃料が変わる可能性がある。二重燃料予混合噴
射器１２の設計では、ガスおよび液体燃料の双方を同時
に用いて、ガスタービンエンジン１０を作動させること
ができる。二重燃料予混合噴射器１２によってガスター
ビンエンジン１０は、水またはスチームのような別の希
釈剤を用いることなく、天然ガス、または希薄予混合燃
焼室を介した液体燃料のいずれかで作動しながら、窒素
酸化物のエミッションを低減させることができる。本発
明の多くの、および別の実施例は、前述の記載を鑑みれ
ば、本分野の当業者にとって明白になものであろう。従
って、本記載は、例示的にすぎず、本発明を実施するの
に最高の態様を本分野の当業者に教唆することを目的と
するものである。本発明の構造の詳細は、本発明の精神
から逸脱することなく、実質的に変えることができ、本
発明の請求の範囲内に適合する全ての変更の使用を包含
するものである。
【図１】本発明に関する二重燃料噴射器を有するガスタ
ービンエンジンの部分的断面側面図である。
ービンエンジンの部分的断面側面図である。
【図２】図１に図示した二重燃料噴射器の拡大側面図で
ある。
ある。
【図３】図２の線３−３に沿った二重燃料噴射器の前面
図である。
図である。
【図４】図２の線４−４に沿った二重燃料噴射器の後図
である。
である。
【図５】図４の線５−５に沿った二重燃料噴射器の一部
の拡大部分断面図である。
の拡大部分断面図である。
【図６】図４の線６−６に沿った二重燃料噴射器の一部
の拡大断面図である。
の拡大断面図である。
１０ ガスタービンエンジン １２ 二重燃料予混合噴射器 １４ 外側ハウジング １６ 開口部 １８ 中心軸線 ２０ 圧縮セクション ２２ タービンセクション ２４ 燃焼セクション ３２ 環状燃焼器 ３４ 環状外側シェル ３６ 環状内側シェル ４４ 噴射器中心軸線 ４６ 液体パイロット燃料給送ライン ５４ 環状パイロットガス燃料通路 ５６ 噴射器中心本体 ６０ 第１の円筒形壁 ６２ 第２の円筒形壁 ６４ 主空気通路 ７４ 噴霧器 ７６ 主燃料給送ライン ８６ 噴霧器中心空気通路 ８８ 環状噴霧器燃料通路 １０２ 燃料−空気混合通路 １０４、１０８ スワラブレード １２８ 燃料−空気混合チャンバ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.6 識別記号 ＦＩ Ｆ２３Ｒ 3/32 ＺＡＢ Ｆ２３Ｒ 3/32 ＺＡＢ (72)発明者 ジョン エフ ロッキヤー アメリカ合衆国 カリフォルニア州 92037 サンディエゴ アヴェニダ ウィ ルフレード 6534 (72)発明者 ガーレス ダブリュー オスカム アメリカ合衆国 カリフォルニア州 92129 サンディエゴ バーヴァリアン ドライヴ 13151
Claims (8)
- 【請求項１】 液体パイロット燃料給送ライン入口と液
体パイロット燃料給送ライン出口とを有する液体パイロ
ット燃料給送ラインと、内面と下流側端部とを有するパ
イロット燃料−空気混合通路とを含む燃料噴射器におい
て液体パイロット燃料を空気と混合するための方法にお
いて、 前記液体パイロット燃料を前記パイロット燃料−空気混
合通路の前記内面に沿って流すように外方向に動かし
て、前記パイロット燃料−空気混合通路の前記下流側端
部の下流側に液体パイロット燃料のフィルムを形成し、 該液体パイロット燃料のフィルムの内側に第１のパイロ
ット空気質量流量で進む第１のパイロット空気の流れを
形成し、 前記液体パイロット燃料のフィルムの外側に第２のパイ
ロット空気質量流量で進む第２のパイロット空気の流れ
を形成し、 前記液体パイロット燃料のフィルムが、前記第１および
第２のパイロット空気の流れによって前記フィルムにか
けられる剪断力のために噴霧される、 段階からなる方法。 - 【請求項２】 前記パイロット燃料−空気混合通路の前
記内面に沿って前記燃料の流れの中に渦を発生させ、前
記液体パイロット燃料のフィルムに含まれた液体パイロ
ット燃料の分布を均一にするようになっていることを特
徴とする請求項１に記載の方法。 - 【請求項３】 前記パイロット空気の前記第２の流れに
渦を発生させる段階を含むことを特徴とする請求項１に
記載の方法。 - 【請求項４】 液体パイロット燃料給送ライン入口と液
体パイロット燃料給送ライン出口とを有する液体パイロ
ット燃料給送ラインと、 内面と下流側端部とを有するパイロット燃料−空気混合
通路と、 液体パイロット燃料を前記パイロット燃料−空気混合通
路の前記内面に沿って流すように外方向に動かし、前記
パイロット燃料−空気混合通路の前記下流側端部の下流
側に液体パイロット燃料のフィルムを形成するための手
段と、 前記液体パイロット燃料のフィルムを噴霧するための手
段と、 を備える燃料噴射器。 - 【請求項５】 前記噴霧手段は、 前記液体パイロット燃料のフィルムの内側に第１のパイ
ロット空気質量流量で進む第１のパイロット空気の流れ
を形成するための手段と、 前記液体パイロット燃料のフィルムの外側に第２のパイ
ロット空気質量流量で進む第２のパイロット空気の流れ
を形成するための手段と、 が設けられていることを特徴とする請求項４に記載の燃
料噴射器。 - 【請求項６】 液体パイロット燃料給送ライン入口と液
体パイロット燃料給送ライン出口とを有する液体パイロ
ット燃料給送ラインと、 内面と下流側端部とを有するパイロット燃料−空気混合
通路と、 液体パイロット燃料を前記パイロット燃料−空気混合通
路の前記内面に沿って流れるように外方向に動かし、前
記パイロット燃料−空気混合通路の前記下流側端部の下
流側に円筒形の液体パイロット燃料のフィルムを作り出
すための円錐形状のピントルスワラと、 前記パイロット燃料−空気混合通路と流体連通する空気
源と、 前記パイロット燃料−空気混合通路の前記下流側端部と
流体連通する副空気源と、を備える燃料噴射器。 - 【請求項７】 前記副空気源から流れる空気の中に渦を
発生させるための手段を含むことを特徴とする請求項６
に記載の燃料噴射器。 - 【請求項８】 前記渦発生手段が前記パイロット燃料−
空気混合通路の外側に配置されていることを特徴とする
請求項７に記載の燃料噴射器。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/748309 | 1996-11-13 | ||
| US08/748,309 US5836163A (en) | 1996-11-13 | 1996-11-13 | Liquid pilot fuel injection method and apparatus for a gas turbine engine dual fuel injector |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10148334A true JPH10148334A (ja) | 1998-06-02 |
Family
ID=25008915
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP9302857A Pending JPH10148334A (ja) | 1996-11-13 | 1997-11-05 | ガスタービンエンジンの二重燃料噴射器の液体パイロット燃料噴射方法と装置 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5836163A (ja) |
| JP (1) | JPH10148334A (ja) |
| DE (1) | DE19750329A1 (ja) |
| SG (1) | SG53096A1 (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2003106528A (ja) * | 2001-08-23 | 2003-04-09 | Delavan Inc | 複式噴射器 |
| JP2007046886A (ja) * | 2005-08-11 | 2007-02-22 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン燃焼器 |
| JP2011528097A (ja) * | 2008-04-11 | 2011-11-10 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | スワーラおよび製造する方法 |
| US10190774B2 (en) | 2013-12-23 | 2019-01-29 | General Electric Company | Fuel nozzle with flexible support structures |
| US10288293B2 (en) | 2013-11-27 | 2019-05-14 | General Electric Company | Fuel nozzle with fluid lock and purge apparatus |
| US10451282B2 (en) | 2013-12-23 | 2019-10-22 | General Electric Company | Fuel nozzle structure for air assist injection |
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| JP2003035417A (ja) * | 2001-07-24 | 2003-02-07 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン燃焼器のパイロットノズル |
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1996
- 1996-11-13 US US08/748,309 patent/US5836163A/en not_active Expired - Fee Related
-
1997
- 1997-10-08 SG SG1997003689A patent/SG53096A1/en unknown
- 1997-11-05 JP JP9302857A patent/JPH10148334A/ja active Pending
- 1997-11-13 DE DE19750329A patent/DE19750329A1/de not_active Withdrawn
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Also Published As
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|---|---|
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| US5836163A (en) | 1998-11-17 |
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