KR102571081B1 - 가스 터빈 엔진을 위한 연소기 - Google Patents

가스 터빈 엔진을 위한 연소기 Download PDF

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Abstract

가스 터빈 엔진이, 압축기 섹션, 연료를 연소시키기 위한 연소기, 및 터빈을 포함한다. 압축된 공기가, 연소기의 연소 라이너를 통해 벌크 공기 유동 방향으로 유동한다. 연소기는, 1차적 연료 노즐 및 2차적 연료 노즐을 포함한다. 2차적 연료 노즐은, 벌크 공기 유동 방향으로 1차적 연료 노즐의 하류에 놓인다. 1차적 연료 노즐은, 1차적 연소 존 내로 연료의 1차적 부분을 분사하도록 구성되며, 그리고 2차적 연료 노즐은, 2차적 연소 존 내로 연료의 2차적 부분을 분사하도록 구성된다. 2차적 연소 존은, 벌크 공기 유동 방향으로 1차적 연소 존의 하류에 위치된다. 연료는, 2원자 수소 연료 및 수소 풍부 연료 중의 하나일 수 있을 것이다.

Description

가스 터빈 엔진을 위한 연소기{COMBUSTOR FOR A GAS TURBINE ENGINE}
본 명세서에 설명되는 바람직한 실시예들은, 가스 터빈 엔진에 사용되는 연소기에, 그리고, 특히, 수소 연료 또는 수소 풍부 연료 시스템을 사용하는 가스 터빈 엔진에 그리고 항공기를 위한 가스 터빈 엔진에 관한 것이다.
상업용 항공기를 위한 추진 시스템은, 일반적으로, 터보팬 제트 엔진들과 같은 하나 이상의 항공기 엔진을 포함한다. 터보팬 제트 엔진(들)은, 파일론을 사용하여, 날개 아래의 매달린 위치에서와 같이, 항공기의 날개들 중의 개별적인 하나에 장착될 수 있을 것이다. 이러한 엔진들은, 일반적으로, 요구되는 탄소수를 갖는, 등유 유형 연료와 같은, 가연성 탄화수소 액체 연료인, 항공 터빈 연료에 의해, 작동될 수 있을 것이다. 그러한 연료는, 연소 시 이산화탄소를 생성하며, 그리고 상업용 항공기에서의 그러한 이산화탄소 배출을 줄이기 위한 개선이, 요구된다. 수소 연료가 상업용 항공기로부터의 배출에 관한 개선을 달성하기 위해 활용될 수 있다는 것이, 제안된 바 있다.
실시예에 따르면, 가스 터빈 엔진은: (A) 자체를 통해 유동하는 공기를 압축하도록 그리고 공기를 압축된 공기로서 제공하도록 구성되는, 복수의 압축기 팬 블레이드를 포함하는 압축기 섹션; (B) 연료를 연소시키기 위한 연소기로서, 연소기는, 상기 압축기 섹션으로부터 압축된 공기를 수용하도록 구성되고, 연소기는: (a) 연소기 라이너로서, (i) 그 내부에 형성되는 연소 챔버, (ii) 전방 단부, 및 (iii) 배출구를 구비하고, 연소기 라이너는, 벌크 공기 유동 방향으로 상기 연소 챔버의 전방 단부로부터 상기 연소 챔버의 배출구로 자체를 통한 압축된 공기 유동을 갖도록 구성되고, 상기 연소 챔버는, 1차적 연소 존 및 벌크 공기 유동 방향으로 1차적 연소 존의 하류에 위치되는 2차적 연소 존을 구비하는 것인, 연소기 라이너; (b) 상기 연소기 라이너의 상기 전방 단부에 있는 적어도 하나의 1차적 연료 노즐로서, 상기 1차적 연소 존 내로 연료의 1차적 부분을 분사하도록 구성되는 것인, 적어도 하나의 1차적 연료 노즐; 및 (c) 벌크 공기 유동 방향으로 상기 적어도 하나의 1차적 연료 노즐의 하류의 적어도 하나의 2차적 연료 노즐로서, 상기 2차적 연소 존 내로 연료의 2차적 부분을 분사하도록 구성되는 것인, 적어도 하나의 2차적 연료 노즐을 포함하고, 연소기는, 연료 및 공기 혼합물을 형성하기 위해 압축된 공기를 연료의 1차적 부분 및 연료의 2차적 부분과 혼합하도록, 연소 생성물을 형성하기 위해 연료 및 공기 혼합물을 연소시키도록, 상기 연소 챔버의 배출구를 통해 연소 생성물을 방출하도록, 구성되는 것인, 연소기; 및 (C) 연소 생성물을 수용하도록 그리고 연소 생성물에 의해 구동되도록 구성되는 터빈으로서, 상기 압축기 섹션의 상기 복수의 압축기 팬 블레이드를 회전시키도록 구성되는 것인, 터빈을 포함한다.
본 개시의 부가적인 특징들, 장점들, 및 실시예들이, 뒤따르는 상세한 설명, 도면, 및 청구범위를 고려하여 설명되거나 그로부터 명백하다. 더불어, 본 개시의 상기한 개요 및 뒤따르는 상세한 설명 양자 모두는, 예시적이며, 그리고 청구되는 바와 같은 본 개시의 범위를 제한하지 않는 가운데 추가적인 설명을 제공하도록 의도된다.
상기한 그리고 다른 특징들 및 장점들이, 동일한 참조 부호들이 일반적으로, 동일한, 기능적으로 유사한, 및/또는 구조적으로 유사한 요소들을 지시하는, 첨부 도면들에 도시되는 바와 같은, 다양한 예시적 실시예들에 대한, 뒤따르는, 더욱 구체적인, 설명으로부터 명백해질 것이다.
도 1은, 본 개시의 실시예에 따른 연료 시스템을 구비하는, 항공기의 개략적 사시도이다.
도 2는, 도 1에 도시된 항공기를 위한 가스 터빈 엔진의, 도 1의 2-2 선을 따라 취해진, 개략적 단면도이다.
도 3은, 도 2의 상세부(3)를 도시하는, 도 2에 도시된 가스 터빈 엔진을 위한 연소기의 단면도이다.
도 4는 도 3에 도시된 연소기의 사시도이다.
도 5는, 본 개시의 실시예에 따른 도 2에 도시된 가스 터빈 엔진과 같은, 가스 터빈 엔진을 작동하는 방법을 도시하는 흐름도이다.
도 6은, 도 4의 6-6 선을 따라 취해진, 도 3에 도시된 연소기의 2차적 연료 노즐의 단면도이다.
도 7은, 도 3의 7-7 선을 따라 취해진, 2차적 연료 노즐의 단면도이다.
도 8은, 대안적인 배향의 2차적 연료 노즐을 갖는, 도 3에 도시된 연소기의 단면도이다.
도 9는, 다른 대안적인 배향의 2차적 연료 노즐을 갖는, 도 3에 도시된 연소기의 단면도이다.
도 10a 및 도 10b는, 도 3의 10-10 선을 따라 취해진, 2차적 연료 노즐의 단면도들이다. 도 10a는, 도 6 및 도 7에 도시된 2차적 연료 노즐의 단면도이며, 그리고 도 10b는, 2차적 연료 노즐의 대안적인 기하 형상의 단면도이다.
다양한 실시예들이, 이하에 상세하게 논의된다. 특정 실시예들이 논의되지만, 이는, 단지 예시 목적으로 행해진다. 당해 기술 분야의 숙련자들이, 다른 구성요소들 및 구성들이, 본 개시의 사상 및 범위로부터 벗어남 없이, 사용될 수 있다는 것을, 인식할 것이다.
이상에 언급된 바와 같이, 수소 연료가 상업용 항공기로부터의 배출에 관한 개선을 달성하기 위해 활용될 수 있다는 것이, 제안된 바 있다. 수소 연료는, 그러나, 가연성 탄화수소 액체 연료와 비교할 때, 다수의 도전을 제기한다. 수소 연료는, 예를 들어, 가연성 탄화수소 액체 연료보다 더 높은 온도에서 연소하는, 반응성 연료이다. 수소 연료가 풍부 연소 연소기들을 갖는 현재의 가스 터빈 엔진들에서 사용될 때, 더 높은 연소 온도는, 가연성 탄화수소 액체 연료와 비교할 때, 질소 산화물("NOx")의 생성을 감소시키기 위해 부가적인 물(또는 다른 희석제) 첨가를 요구한다. 부가적인 물을 분사하는 것은, 더 많은 일산화탄소 생성을 야기하도록 화염을 억제하며, 그리고 효율을 감소시킨다.
본 개시는, 통상적인 풍부 연소 연소기들에서 보다, 개선된 효율 및 물과 같은 희석제의 적은 소모를 동반하는, NOx 배출 목표를 달성하기 위한 방법들을 논의한다. 본 명세서에서 논의되는 연소기들 및 방법들은, 연소기의 연소 챔버 내로의 연료 및 희석제의 분사를 분산시켜, 연료의 일부분 및/또는 희석제의 일부분이 연소 챔버의 전방 단부에 분사되도록 그리고 연료 및/또는 희석제의 나머지 부분이 벌크 공기 유동 방향으로 하류에 분사되도록 한다. 그러한 연소기 및 방법은, 연소기 내에서의 연료 및 희석제의 평균 체류 시간을 감소시키는 그리고 생성되는 NOx의 양을 감소시키는 장점을 갖는다. 부가적으로, 희석제는, 연소기의 특정 구역들을 향해 지향될 수 있다. 연소기의 일부 구역들은, 온도가 주변 온도에 비해 국부적으로 상승되는, 핫 스팟들을 갖는다. 핫 스팟들은, 증가된 NOx 생성의 개소들이다. 희석제는, 연소기 전체에 걸쳐 더욱 균일한 온도 분포를 생성하도록 그리고, 모든 물이 연소기의 전방 단부에서 도입되는 연소기와 비교하여 소모되는, 물과 같은, 희석제의 총량을 감소시키도록, 이러한 핫 스팟들을 향해 지향된다.
본 명세서에 논의되는 연소기들 및 방법들은, 수소 연료(2원자 수소 연료) 또는 수소 풍부 연료와 같은 고 반응성 연료를 사용하는 가스 터빈 엔진들의 연소기들에서의 사용을 위해, 특히 적절하다. 이상에 논의된 바와 같이, 그러한 연료들은, 더 뜨겁게 연소하며 그리고 그에 따라 더 많은 양의 NOx를 생성할 수 있을 것이다. 본 명세서에 논의되는 연소기들 및 방법들은, 개선된 효율 및 물과 같은 희석제의 적은 소모와 더불어 NOx 배출 목표를 달성하는 가운데, 이러한 연료 시스템이 사용되는 것을 가능하게 한다.
본 명세서에 논의되는 연소기들 및 방법들에 대한 특히 적절한 적용이, 항공기 상에 사용되는 가스 터빈 엔진에서 이다. 도 1은, 다양한 바람직한 실시예들을 구현할 수 있는, 항공기(10)의 사시도이다. 항공기(10)는, 동체(12), 동체(12)에 부착되는 날개들(14), 및 꼬리 날개(16)를 포함한다. 항공기(10)는 또한, 비행 시, 지상 주행 작동 도중, 등에서, 항공기(10)를 추진하기 위해 요구되는 추진 추력을 생성하는, 추진 시스템을 포함한다. 도 1에 도시된 항공기(10)의 추진 시스템은, 한 쌍의 엔진(100)을 포함한다. 이러한 실시예에서, 각 엔진(100)은, 날개-아래 구성으로 파일론(18)에 의해 날개들(14) 중의 하나에 부착된다. 비록 엔진들(100)이 도 1에서 날개-아래 구성으로 날개(14)에 부착되는 것으로 도시되지만, 다른 실시예에서, 엔진(100)은, 대안적인 구성을 구비할 수 있으며, 그리고 항공기(10)의 다른 부분들에 커플링될 수 있을 것이다. 예를 들어, 엔진(100)은, 부가적으로 또는 대안적으로, 예를 들어, 꼬리 날개(16) 및 동체(12)와 같은, 항공기(10)의 다른 부분들에 커플링되는, 하나 이상의 양태를 포함할 수 있을 것이다.
도 2를 참조하여 이하에 추가로 설명될 것으로서, 도 1에 도시되는 엔진들(100)은, 각각 항공기(10)를 위한 추진 추력을 선택적으로 생성할 수 있는 가스 터빈 엔진들이다. 추진 추력의 양은, 적어도 부분적으로, 연료 시스템(200)을 통해 가스 터빈 엔진들(100)에 제공되는 연료의 체적에 기초하여 제어될 수 있을 것이다. 연료는, 연료 시스템(200)의 연료 탱크(212) 내에 저장된다. 도 1에 도시된 바와 같이, 연료 탱크(212)의 적어도 일부분은, 각 날개(14) 내에 위치되며, 그리고 연료 탱크(212)의 일부분은, 날개들(14) 사이의 동체(12) 내에 위치된다. 그러나, 연료 탱크(212)는, 동체(12) 또는 날개(14) 내의 다른 적절한 개소들에 위치될 수 있을 것이다. 연료 탱크(212)는 또한, 전체적으로 동체(12) 또는 날개(14) 내부에 위치될 수 있을 것이다. 연료 탱크(212)는 또한, 하나의 단일 몸체 대신에, 예를 들어 대응하는 날개(14) 내부에 각각 위치되는 2개의 탱크와 같이, 별개의 탱크들일 수 있을 것이다. 희석제가, 또한, 연료 시스템(200)을 통해 가스 터빈 엔진들(100)에 제공된다. 희석제는, 희석제 탱크(214) 내에 저장된다. 희석제 탱크(214)는, 이상에 논의된 연료 탱크(212)와 동일한 위치들에서, 항공기(10) 상에 위치될 수 있을 것이다.
비록 도 1에 도시된 항공기(10)는 비행기이지만, 본 명세서에 설명되는 실시예들은 또한, 예를 들어 헬리콥터들을 포함하는, 다른 항공기(10)에 적용 가능할 수 있을 것이다. 부가적으로, 본 명세서에 설명되는 실시예들은 또한, 수소가 연료로서 사용되는 다른 적용들에 적용 가능할 수 있을 것이다. 본 명세서에 설명되는 엔진들은, 가스 터빈 엔진들이지만, 본 명세서에 설명되는 실시예들은 또한, 다른 엔진들에 적용 가능할 수 있을 것이다. 엔진(100)은, 보트들, 선박들, 승용차들, 트럭들, 및 이와 유사한 것과 같은, 본 명세서에 명시적으로 설명되는 항공기(10)를 넘어서는, 다른 차량들 그리고 고정형 발전 시스템들을 포함하는, 다양한 다른 적용들에서 사용될 수 있을 것이다.
묘사된 실시예에 대해, 엔진(100)은, 고 바이패스 터보팬 엔진이다. 엔진(100)은 또한, 본 명세서에서 터보팬 엔진(100)으로 지칭될 수 있을 것이다. 도 2는, 도 1에 도시된 항공기(10)를 위한 추진 시스템 내에서 사용되는 엔진들(100) 중의 하나의 개략적 단면도이다. 도 2의 단면도는, 도 1의 2-2 선을 따라 취해진다. 터보팬 엔진(100)은, (도 2에 참조로 도시되는 종방향 중심선(101)에 평행하게 연장되는) 축 방향(A), 반경 방향(R), 및 둘레 방향을 구비한다. 둘레 방향(도 2에 도시되지 않음)은, 축 방향(A)을 중심으로 회전하는 방향으로 연장된다. 터보팬 엔진(100)은, 팬 섹션(102) 및 팬 섹션(102)으로부터 하류에 배치되는 터보 기계(104)를 포함한다.
도 2에 묘사된 터보 기계(104)는, 환형 유입구(108)를 한정하는 튜브형 외측 케이스(106)를 포함한다. 외측 케이스(106)는, 직렬 유동 관계에서, 부스터 또는 저압(LP) 압축기(110) 및 고압(HP) 압축기(112)를 포함하는 압축기 섹션, (또한 연소기(300)로서 본 명세서에서 언급되는) 연소 섹션(300), 고압(HP) 터빈(116) 및 저압(LP) 터빈(118)을 포함하는 터빈 섹션, 및 제트 배기 노즐 섹션(120)을 둘러싼다. 압축기 섹션, 연소기(300), 및 터빈 섹션은 함께, 적어도 부분적으로, 환형 유입구(108)로부터 제트 배기 노즐 섹션(120)으로 연장되는, 코어 공기 유동경로(121)를 한정한다. 터보팬 엔진은, 하나 이상의 구동 샤프트를 더 포함한다. 더욱 구체적으로, 터보팬 엔진은, HP 터빈(116)을 HP 압축기(112)에 구동적으로 연결하는 고압(HP) 샤프트 또는 스풀(122), 및 LP 터빈(118)을 LP 압축기(110)에 구동적으로 연결하는 저압(LP) 샤프트 또는 스풀(124)을 포함한다.
도 2에 도시된 팬 섹션(102)은, 이격된 방식으로 디스크(130)에 커플링되는 복수의 팬 블레이드(128)를 구비하는, 팬(126)을 포함한다. 팬 블레이드들(128) 및 디스크(130)는, LP 샤프트(124)에 의해 종방향 중심선(축)(101)을 중심으로 함께 회전 가능하다. 디스크(130)는, 복수의 팬 블레이드(128)를 통한 공기유동을 촉진하도록 공기역학적으로 윤곽형성되는, 회전 가능한 전방 허브(132)에 의해 커버된다. 또한, 팬(126) 및/또는 터보 기계(104)의 적어도 일부분을 둘레 방향으로 둘러싸는, 환형 팬 케이스 또는 외측 기관실(134)이, 제공된다. 기관실(134)은, 복수의 둘레 방향으로 이격된 배출구 가이드 베인(136)에 의해, 터보 기계(104)에 대해 지지된다. 기관실(134)의 하류측 섹션(138)이, 그들 사이에 바이패스 공기유동 통로(140)를 한정하도록, 터보 기계(104)의 외측 부분 위로 연장된다.
터보팬 엔진(100)은, 연료 시스템(200)과 함께 작동 가능하며, 그리고 연료 시스템(200)으로부터의 연료의 유동을 수용한다. 이하에 추가로 설명될 것으로서, 연료 시스템(200)은, 연료 탱크(212)로부터, 엔진(100)으로, 그리고 더욱 구체적으로, 터보팬 엔진(100)의 터보 기계(104)의 연소기(300)의 복수의 1차적 연료 노즐(340) 및 복수의 2차적 연료 노즐(400)(도 2에서 라벨링되지 않음; 도 3 침조)로, 연료 유동을 제공하는 연료 운반 조립체(202)를 포함한다.
터보팬 엔진(100)은 또한, 터보팬 엔진(100) 및/또는 터보팬 엔진(100)을 포함하는 항공기의 작동을 돕기 위한, 다양한 부속 시스템들을 포함한다. 예를 들어, 터보팬 엔진(100)은, 각각 도 2에 개략적으로 묘사되는, 메인 윤활 시스템(152), 압축기 냉각 공기(CCA) 시스템(154), 능동적 열적 간극 제어(active thermal clearance control: ATCC) 시스템(156), 및 발전기 윤활 시스템(158)을 포함할 수 있을 것이다. 메인 윤활 시스템(152)은, 예를 들어, 압축기 섹션, 터빈 섹션, HP 스풀(122), 및 LP 샤프트(124) 내의, 다양한 베어링들 및 기어 맞물림부들에 윤활제를 제공하도록 구성된다. 메인 윤활 시스템(152)에 의해 제공되는 윤활제는, 그러한 구성요소들의 유효 수명을 증가시킬 수 있으며 그리고 그러한 구성요소들로부터 특정 양의 열을 제거할 수 있을 것이다. 압축기 냉각 공기(CCA) 시스템(154)은, HP 압축기(112) 또는 LP 압축기(110) 중의 하나 또는 양자 모두로부터, HP 터빈(116) 또는 LP 터빈(118) 중의 하나 또는 양자 모두로, 공기를 제공한다. 능동적 열적 간극 제어(ATCC) 시스템(156)은, 다양한 엔진 작동 조건들 전체에 걸친 요구되는 범위 이내에서, 다양한 터빈 회전 블레이드들과 터빈 케이스 사이의 간극을 유지하기 위해, 터빈 섹션의 케이스를 냉각한다. 발전기 윤활 시스템(158)은, 전기 발전기(미도시)에 대한 윤활 뿐만 아니라, 전기 발전기를 위한 냉각/열 제거를 제공한다. 전기 발전기는, 예를 들어, 터보팬 엔진(100)을 위한 시동 전기 모터 및/또는, 터보팬 엔진(100) 및/또는 터보팬 엔진(100)을 포함하는 항공기의 다양한 다른 전자 구성요소들에, 전력을 제공할 수 있을 것이다.
이러한 부속 시스템들(152, 154, 156, 158) 및 다른 부속 시스템들로부터의 열은, 작동 도중의 터보팬 엔진(100)으로부터의 폐열로서, 이하에 논의되는 바와 같은, 다양한 기화기들(220)과 같은, 다양한 히트 싱크들로 제공될 수 있을 것이다. 부가적으로, 터보팬 엔진(100)은, 이하에 논의되는, 기화기들(220)과 같은, 다양한 히트 싱크들로 또한 열을 제공하도록, 자체를 통한 공기유동으로부터 폐열을 추출하기 위해, 예를 들어, 터빈 섹션 또는 제트 배기 노즐 섹션(120) 내부에 하나 이상의 열 교환기(162)를 포함할 수 있을 것이다.
그러나, 본 명세서에 논의되는 터보팬 엔진(100)은 단지 예로서 제공된다는 것이, 인식될 것이다. 다른 실시예에서, 임의의 다른 적절한 엔진이, 본 개시의 양태들과 함께 활용될 수 있을 것이다. 예를 들어, 다른 실시예에서, 엔진은, 터보샤프트 엔진, 터보프롭 엔진, 터보제트 엔진, 및 이와 유사한 것과 같은, 임의의 다른 적절한 가스 터빈 엔진일 수 있을 것이다. 그러한 방식으로, 추가로, 다른 실시예에서, 가스 터빈 엔진이, 다른 적절한 개수들 또는 배열들의, 샤프트들, 압축기들, 터빈들, 팬들, 등과 같은, 다른 적당한 구성들을 구비할 수 있다는 것이, 인식될 것이다. 또한, 비록 터보팬 엔진(100)이, 직접 구동 고정-피치 터보팬 엔진(100)으로서 도시되지만, 다른 실시예에서, 가스 터빈 엔진이, (즉, 팬(126)과 LP 샤프트(124)와 같은 팬을 구동하는 샤프트 사이의 기어박스를 포함하는) 기어 연동형 가스 터빈 엔진일 수 있고, (즉, 그들의 개별적인 피치 축들 중심으로 회전 가능한 복수의 팬 블레이드(128)를 구비하는 팬(126)을 포함하는) 가변 피치 가스 터빈 엔진, 등일 수 있을 것이다. 또한, 여전히, 대안적인 실시예에서, 본 개시의 양태들은, 왕복동식 엔진들과 같은, 임의의 다른 유형의 엔진 내로 통합되거나, 또는 달리 그러한 엔진과 함께 활용될 수 있을 것이다. 부가적으로, 또 다른 예시적 실시예에서, 예시적인 터보팬 엔진(100)은, 임의의 다른 적절한 부속 시스템들을 포함하거나, 또는 그러한 부속 시스템들과 작동적으로 연결될 수 있을 것이다. 부가적으로, 또는 대안적으로, 예시적인 터보팬 엔진(100)은, 이상에 논의된 부속 시스템들(152, 154, 156, 158, 및 162) 중의 하나 이상을 포함하지 않거나, 또는 그들 중의 하나 이상과 작동적으로 연결되지 않을 수 있을 것이다.
본 실시예의 연료 시스템(200)은, 연료 탱크(212) 내에 엔진(100)을 위한 연료를 저장하도록 그리고 연료 운반 조립체(202)를 통해 엔진(100)으로 연료를 운반하도록, 구성된다. 연료 운반 조립체(202)는, 연료 시스템(200)의 다양한 구성요소들을 엔진(100)에 유동적으로 연결하기 위한, 튜브들, 파이프들, 및 이와 유사한 것을 포함한다. 이상에 논의된 바와 같이, 엔진(100), 그리고 특히, 본 명세서에 논의되는 연소기(300)는, 수소 연료(이원자 수소) 또는 수소 풍부 연료들과 같은 고 반응성 연료들과 함께하는 사용에 특히 적절할 수 있을 것이다. 본 명세서에 논의되는 실시예들에서, 연료는 수소 연료이다.
연료 탱크(212)는, 수소 연료를 적어도 부분적으로 액체 상으로 유지하도록 구성될 수 있으며, 그리고 완전히 액체 상으로와 같이, 실질적으로 완전히 액체 상으로 수소 연료를 연료 운반 조립체(202)에 제공하도록 구성될 수 있을 것이다. 예를 들어, 연료 탱크(212)는, 고정된 용적을 가질 수 있으며, 그리고 일정량의 액체 상의 수소 연료(액체 수소 연료)를 수용할 수 있을 것이다. 연료 탱크(212)가 실질적으로 완전히 액체 상으로 수소 연료를 연료 운반 조립체(202)에 제공함에 따라, 연료 탱크(212) 내의 액체 수소 연료의 체적은 감소하며 그리고 연료 탱크(212) 내의 잔류하는 용적은, 예를 들어, 기체 상의 수소(기체 수소)에 의해 채워진다. 본 명세서에 사용되는 바와 같은, 수소 연료의 상을 설명하기 위해 사용되는 바와 같은 용어 "실질적으로 완전히"는, 수소 연료의 설명된 부분의 질량 기준으로 적어도 99%가 진술된 상인 것을, 예를 들어, 수소 연료의 설명된 부분의 질량 기준으로, 적어도 97.5%, 적어도 95%, 적어도 92.5%, 적어도 90%, 적어도 85%, 또는 적어도 75%가, 진술된 상인 것을 지칭하는 것으로, 인식될 것이다.
실질적으로 완전히 액체 상으로 저장하기 위해, 수소 연료는, 매우 낮은 (극저의) 온도에서 연료 탱크(212) 내에 저장된다. 예를 들어, 수소 연료는, 수소 연료를 실질적으로 액체 상으로 유지하기 위해, 대기압에서 약 섭씨 -253도 이하에서, 또는 다른 온도 및 압력에서, 연료 탱크(212) 내에 저장될 수 있을 것이다. 연료 탱크(212)는, 티타늄, 인코넬®, 알루미늄, 또는 복합 재료들과 같은, 공지의 재료들로 이루어질 수 있을 것이다. 연료 탱크(212) 및 연료 시스템(200)은, 그러한 방식으로 수소 연료를 저장하는 것을 가능하게 하기 위한 다양한 지지 구조물들 및 구성요소들을 포함할 수 있을 것이다.
액체 수소 연료는, 연료 탱크(212)로부터 연료 운반 조립체(202)로 공급된다. 연료 운반 조립체(202)는, 연료 탱크(212)와 엔진(100) 사이에서 수소 연료를 운반하도록 구성되는, 하나 이상의 라인, 도관, 등을 포함할 수 있을 것이다. 연료 운반 조립체(202)는 그에 따라, 연료 탱크(212)로부터 엔진(100)으로의 수소 연료의 유동 경로를 제공한다. 수소 연료는, 연료 운반 조립체(202)에 의해, 기체 상, 초임계 상, 또는 양자 모두(기체 상 및 초임계 상 중의 적어도 하나)로, 엔진으로 운반된다. 연료 시스템(200)은 그에 따라, 연료 운반 조립체(202)를 통해 유동하는 액체 수소 연료를 가열하기 위해, 연료 운반 조립체(202)와 유체 소통 상태에 놓이는 기화기(220)를 포함한다. 기화기(220)는, 연료 탱크(212) 및 엔진(100) 사이의 수소 연료의 유동 경로 내에 배치된다. 기화기(220)는, 적어도 부분적으로 날개(14) 내부와 같은, 적어도 부분적으로 동체(12) 또는 날개(14) 내부에 배치될 수 있을 것이다. 그러나, 기화기(220)는, 연료 탱크(212)와 엔진(100) 사이의 수소의 유동 경로 내의 다른 적절한 개소들에 배치될 수 있을 것이다. 예를 들어, 기화기(220)는, 동체(12) 및 날개(14) 외부에 배치될 수 있으며, 그리고 적어도 부분적으로 파일론(18) 또는 엔진(100) 내부에 배치될 수 있을 것이다. 엔진(100) 내에 배치될 때, 기화기는, 기화기는, 예를 들어 기관실(134) 내에 위치될 수 있을 것이다. 비록 단지 하나의 기화기(220)만이 도 2에 도시되지만, 연료 시스템(200)은, 복수의 기화기(220)를 포함할 수 있을 것이다. 예를 들어, 기화기(220)가 엔진(100) 내에 또는 파일론(18) 내에 배치되며 그리고 일단 엔진(100)이 열적으로 안정적인 상태에 놓이면 작동하도록 구성되는 1차적 기화기로서 기능할 때, 다른 기화기(220)가, 1차적 기화기의 상류에 그리고 연료 탱크(212) 근처에 배치되며 그리고 엔진(100)의 시동 도중의 (또는 시동 이전의) 초급 기화기로서 기능한다.
기화기(220)는, 적어도 하나의 열원(222, 224)과 열적 소통 상태에 놓인다. 이러한 실시예에서, 기화기(220)는, 1차적 열원(222) 및 보조 열원(224)과 열적 소통 상태에 놓인다. 이러한 실시예에서, 1차적 열원(222)은, 엔진(100)으로부터의 폐열이며, 그리고 기화기(220)는 그에 따라, 수소 연료를 가열하기 위해 엔진(100)으로부터 폐열을 추출하도록, 메인 윤활 시스템(152), 압축기 냉각 공기(CCA) 시스템(154), 능동적 열적 간극 제어(ATCC) 시스템(156), 발전기 윤활 시스템(158), 및 열 교환기들(162) 중의 적어도 하나에 열적으로 연결된다. 그러한 방식으로, 일단 엔진(100)이, 기화기(220)의 작동을 가능하도록 하기 위해, 보조 열원(224)을 통해 기화기(220)에 충분한 열을 제공할 수 있게 되면, 기화기(220)가, 1차적 열원(222)으로부터 열을 인출함에 의해 작동하도록 구성된다는 것이, 인식될 것이다.
기화기(220)는, 임의의 적절한 열원에 의해 가열될 수 있으며, 그리고 이러한 실시예에서, 예를 들어, 보조 열원(224)은, 엔진(100) 외부의 열원이다. 보조 열원(224)은, 예를 들어, 전력 공급원, 촉매 히터 또는 버너, 및/또는 보조 전력 유닛으로부터의 누출 공기 유동(bleed airflow)을 포함할 수 있을 것이다. 보조 열원(224)은, 기화기(220)가 전력 공급원에 의해 전력을 공급받는 하나 이상의 전기 저항 히터를 포함할 때와 같이, 기화기(220)에 대해 일체형일 수 있을 것이다. 이러한 구성에서, 보조 열원(224)은, 엔진(100)이 작동하고 있는 지 또는 그렇지 않은 지와 무관하게, 기화기(220)를 위해 열을 제공할 수 있으며, 그리고 예를 들어 엔진(100)의 시동 도중에 (또는 시동 이전에) 사용될 수 있다.
언급된 바와 같이, 기화기(220)는, 연료 운반 조립체(202)를 통해 수소 연료의 유동과 소통 상태에 놓인다. 기화기(220)는, 실질적으로 완전히 액체 상으로부터 실질적으로 완전히 기체 상으로 또는 실질적으로 완전히 초임계 상으로 수소 연료의 유동을 가열하기 위해, 1차적 열원(222) 및 보조 열원(224) 중의 적어도 하나로부터 열을 인출하도록 구성된다.
연료 운반 조립체(202)는 또한, 수소 연료의 유동을 연료 운반 조립체(202)를 통해 엔진(100)으로 유도하기 위한, 고압 펌프(232)를 포함한다. 고압 펌프(232)는, 일반적으로, 연료 탱크(212)와 엔진(100) 사이의 연료 운반 조립체(202) 내의 압력 상승의 1차적 공급원일 수 있을 것이다. 고압 펌프(232)는, 연료 운반 조립체(202) 내의 압력을, 엔진(100)의 연소기(300)의 연소 챔버(330) 내부의 압력보다 더 높은 압력으로, 증가시키도록 구성될 수 있을 것이다. 예를 들어, 고압 펌프(232)는, 적어도 500 psi까지와 같이, 적어도 600 psi까지와 같이, 적어도 700 psi까지와 같이, 적어도 750 psi까지와 같이, 최대 2000 psi까지와 같이, 적어도 400 평방 인치당 파운드("psi")까지 연료 운반 조립체(202) 내의 압력을 증가시키도록 구성될 수 있을 것이다.
고압 펌프(232)는, 기화기(220)의 하류의 개소에서 연료 운반 조립체(202) 내의 수소 연료의 유동 내부에 배치된다. 이러한 실시예에서, 고압 펌프(232)는, 동체(12) 및 날개(14) 외부에 배치되며, 그리고 적어도 부분적으로 파일론(18) 내부에, 또는 적어도 부분적으로 엔진(100) 내부에 배치된다. 더욱 구체적으로, 고압 펌프(232)는, 엔진(100) 내부에 배치된다. 그러한 위치에 위치되는 고압 펌프(232)와 더불어, 고압 펌프(232)는, 실질적으로 완전히 기체 상 또는 초임계 상의 수소 연료의 유동을 수용하도록 구성되는, 임의의 적절한 펌프일 수 있을 것이다. 그러나, 다른 실시예에서, 고압 펌프(232)가, 수소 연료의 유동 경로 내부의 다른 위치들을 포함하는, 임의의 다른 적절한 개소들에 배치될 수 있다는 것이, 인식될 것이다. 예를 들어, 고압 펌프(232)는, 기화기(220)의 상류에 위치될 수 있으며, 그리고 실질적으로 완전히 액체 상의 연료 운반 조립체(202)를 통한 수소 연료의 유동을 수용하도록 구성될 수 있을 것이다.
이하에 추가로 논의될 것으로서, 희석제가 또한, 연료의 연소 도중에 사용된다. 희석제는, 이상에 논의된 바와 같이, 희석제 탱크(214) 내에 저장되며, 그리고 희석제 운반 조립체(204)를 통해 엔진(100)으로 운반된다. 희석제 운반 조립체(204)는, 희석제를 운반하기 위해 사용되는 다양한 구성요소들을 엔진(100)에 유동적으로 연결하기 위한, 튜브들, 파이프들, 및 이와 유사한 것을 포함한다. 이러한 실시예에서, 희석제는 물이지만, 예를 들어 질소 및 이산화탄소를 포함하는, 임의의 적절한 희석제가, 사용될 수 있을 것이다. 희석제 운반 조립체(204)는 또한, 희석제의 유동을 희석제 운반 조립체(204)를 통해 엔진(100)으로 유도하기 위한, 희석제 펌프(234)를 포함한다. 희석제 펌프(234)는, 일반적으로, 희석제 탱크(214)와 엔진(100) 사이의 희석제 운반 조립체(204) 내의 압력 상승의 1차적 공급원일 수 있을 것이다. 희석제 펌프(234)는, 희석제 운반 조립체(204) 내의 압력을, 엔진(100)의 연소기(300)의 연소 챔버(330) 내부의 압력보다 더 높은 압력으로, 증가시키도록 구성될 수 있을 것이다.
희석제 펌프(234)는, 희석제 탱크(214)의 하류의 개소에서 희석제 운반 조립체(204) 내의 희석제의 유동 내부에 배치된다. 이러한 실시예에서, 희석제 펌프(234)는, 동체(12) 및 날개(14) 외부에 배치되며, 그리고 적어도 부분적으로 파일론(18) 내부에, 또는 적어도 부분적으로 엔진(100) 내부에 배치된다. 더욱 구체적으로, 희석제 펌프(234)는, 엔진(100) 내부에 배치된다. 그러나, 다른 실시예에서, 희석제 펌프(234)가, 희석제의 유동 경로 내부의 다른 위치들을 포함하는, 임의의 다른 적절한 개소들에 배치될 수 있다는 것이, 인식될 것이다.
연료 시스템(200)은 또한, 연료 운반 조립체(202) 및 희석제 운반 조립체(204)와 유체 소통 상태에 놓이는, 계량 시스템(240)을 포함한다. 일련의 계량 밸브들 및 비례 밸브들과 같은, 임의의 적절한 계량 시스템(240)이, 사용될 수 있을 것이다. 도 3에 도시된 바와 같이, 예를 들어, 연료 계량 밸브(242) 및 희석제 계량 밸브(244)가, 개별적으로, 연료 운반 조립체(202) 및 희석제 운반 조립체(204)와 유체 소통 상태로 배치될 수 있을 것이다. 연료 운반 조립체(202)는, 연료 계량 밸브(242)를 제공하도록 구성되며, 그리고 연료 계량 밸브(242)는, 수소 연료를 수용하도록 구성되고, 그리고 마찬가지로, 희석제 운반 조립체(204)는, 희석제 계량 밸브(244)를 제공하도록 구성되며, 그리고 희석제 계량 밸브(244)는, 희석제를 수용하도록 구성된다. 연료 계량 밸브(242) 및 희석제 계량 밸브(244)는, 추가로, 요구되는 방식으로 엔진(100)에, 개별적으로, 연료 및 희석제의 유동을 제공하도록 구성된다. 연료 계량 밸브(242)는, 요구되는 체적의 수소 연료를, 예를 들어 요구되는 유량으로, 연소기(300)의 연소 챔버(330)에, 제공하도록 구성되며, 그리고 희석제 계량 밸브(244)는, 요구되는 체적의 희석제를, 예를 들어 요구되는 유량으로, 연소기(300)의 연소 챔버(330)에, 제공하도록 구성된다. 연료 계량 밸브(242)를 조절하는 것은, 연소기(300)의 연소 챔버(330)에 제공되는 연료의 체적을 변화시키며, 그리고 그에 따라, 항공기(10)를 추진하기 위해 엔진(100)에 의해 생성되는 추진 추력의 양을 변화시킨다. 희석제 계량 밸브(244)는, 연료의 양이 변화될 때, 연소기(300)의 연소 챔버(330)에 제공되는 희석제의 체적을 변화시키기 위해, 연료 계량 밸브(242)와 함께 조절될 수 있을 것이다. 계량 시스템(240)에 대한 부가적인 세부사항이, 이하에 추가로 논의될 것이다.
도 3 및 도 4는 본 개시의 실시예에 따른 엔진(100)의 연소기(300)를 도시한다. 도 3은, 도 2의 상세부(3)를 도시하는 상세도이며, 그리고 도 2가 단면도인 것과 같이, 도 3 또한, 연소기(300)의 단면도이다. 도 4는 연소기(300)의 사시도이다. 연소기(300)는, 연소기 케이스(310) 및 연소기 라이너(320)를 포함한다. 본 실시예의 연소기 라이너(320)는, 연소기 내측 라이너(320A) 및 연소기 외측 라이너(320B)를 구비한다. 연소 챔버(330)가, 연소기 라이너(320) 내부에 형성된다. 연소기 라이너(320), 및 그에 따라 또한 연소 챔버(330)는, 전방 단부(322) 및 배출구(324)를 구비한다. 1차적 연료 노즐(340)이, 연소 챔버(330)의 전방 단부(322)에 배치된다. 본 실시예의 1차적 연료 노즐(340)은, 선회기/연료 노즐 조립체(342)의 일부이다. 이러한 실시예에서, 연소기(300)는, 환형 연소기(300)이며, 그리고 복수의 1차적 연료 노즐(340)은, 도 4에 도시된 바와 같이, 환형 구성으로 배열됨과 더불어, 복수의 1차적 연료 노즐(340)(선회기/연료 노즐 조립체들(342))은, 연소기의 둘레 방향으로 정렬된다.
이상에 논의된 바와 같이, 압축기 섹션, 연소기(300), 및 터빈 섹션은, 적어도 부분적으로, 환형 유입구(108)로부터 제트 배기 노즐 섹션(120)으로 연장되는, 코어 공기 유동경로(121)를 형성한다. 환형 유입구(108)를 통해 진입하는 공기가, LP 압축기(110) 및 HP 압축기(112)의 복수의 팬의 블레이드들에 의해 압축된다. 압축된 공기의 일부(1차적 공기(302))가, 연소 챔버(330)의 전방 단부(322)로 진입한다. 연료는, 1차적 연료 노즐(340)에 의해 1차적 공기(302) 내로 분사되며, 그리고 1차적 공기(302)와 혼합된다. 이상에 언급된 바와 같이, 본 실시예의 1차적 연료 노즐(340)은, 선회기/연료 노즐 조립체(342)의 일부이다. 선회기/연료 노즐 조립체(342)는, 1차적 공기(302) 내에 난류를 생성하기 위해 사용되는, 선회기(344)를 포함한다. 1차적 연료 노즐(340)은, 1차적 공기(302)의 난류 공기 유동 내로 연료를 분사하며, 그리고 난류는, 연료의 1차적 공기(302)와의 신속한 혼합을 촉진한다.
연료와 압축된 공기의 혼합물은, 연소 가스들(연소 생성물)을 생성하도록, 연소 챔버(330) 내에서 연소되고, 이는, 연소 가스들이 연소 챔버(330)를 떠남에 따라, 가속된다. 연소의 생성물은, 생성물이 엔진(100)을 구동하기 위해 배출구(324)를 통해 방출됨에 따라, 가속된다. 1차적 공기(302)는 그에 따라, 벌크 공기 유동 방향(도 3에 화살표(B)에 의해 지시됨)으로, 연소 챔버(330)의 전방 단부(322)로부터 배출구(324)로 유동한다. 용어들 "하류" 및 "상류"는, 벌크 공기 유동의 방향(B)에 대한 연소기(300) 내에서의 구성요소들의 위치 또는 연소기(300) 내에서의 개소들을 설명하기 위해 사용될 수 있을 것이다. 1차적 연료 노즐(340)에 의해 분사되는 연료의 대부분은, 1차적 연료 노즐(340)의 바로 하류의 연소기(300)의 구역 내의, 1차적 연소 존(332) 내에서 연소된다. 연소된 연료 공기 혼합물은 이어서, HP 터빈(116) 및 LP 터빈(118)의 터빈들을 회전시키도록 (예를 들어, 터빈 블레이드들 구동하도록), 배출구(324)를 통해 가속된다. 이상에 논의된 바와 같이, HP 터빈(116) 및 LP 터빈(118)은, 무엇보다도, LP 압축기(110) 및 HP 압축기(112)를 구동한다.
압축된 공기의 다른 부분(내측 라이너 희석 공기(304A))이, 연소기 라이너(320)의 외측면 둘레에서 유동하며 그리고, 1차적 연료 노즐(340)의 하류의 위치들에서 연소기 내측 라이너(320A) 내에 형성되는 희석 구멍들(326)에 의해, 연소 챔버(330) 내로 도입된다. 내측 라이너 희석 공기(304A)는, 엔진(100)의 터빈 섹션 내로 도입되기 이전에 1차적 존으로부터의 연소 가스를 억제하도록 돕는다. 내측 라이너 희석 공기(304A)는, 연소 챔버(330)의 전방 단부(322) 및 1차적 연소 존(332)을 우회한다. 내측 라이너 희석 공기(304A)는, 이러한 실시예에서 1차적 연소 존(332)의 하류의 연소 챔버(330)의 부분인, 2차적 연소 존(334) 내로 도입된다. 내측 라이너 희석 공기(304A)는, 연소기 내측 라이너(320A) 내의 적어도 하나의 희석 구멍(326)을 통해 연소 챔버(330) 내로 유동한다. 1차적 연소 존(332)으로부터의 연소 생성물은, 내측 라이너 희석 공기(304A)와 교차 유동 방향으로 유동한다. 유사하게, 외측 라이너 희석 공기(304B)가, 연소기 외측 라이너(320B) 내의 적어도 하나의 희석 구멍(326)을 통해 연소 챔버(330) 내로 유동한다. 1차적 연소 존(332)으로부터의 연소 생성물은, 외측 라이너 희석 공기(304B)와 교차 유동 방향으로 유동한다. 총체적으로, 내측 라이너 희석 공기(304A) 및 외측 라이너 희석 공기(304B)는, 본 명세서에서, 희석 공기(304)로 지칭될 수 있을 것이다. 희석 구멍들(326)을 통해 도입되는 희석 공기(304)는, 연소 챔버(330)의 코어 구역(336) 내의 온도를 감소시킨다. 더욱 구체적으로, 내측 라이너 희석 공기(304A) 및 외측 라이너 희석 공기(304B)는, 연소기 내부를 관통하며, 그리고 연소 챔버(330)의 코어 구역(336) 내의 높은 온도를 감소시킨다.
본 실시예의 연소기(300)는 또한, 복수의 2차적 연료 노즐(400)을 포함하며, 그리고, 이하에 더욱 상세하게 논의될 것으로서, 2차적 연료 노즐들(400)은, 연료의 일부분을 연소 챔버(330) 내로 분사하도록 구성된다. 각 2차적 연료 노즐(400)은, 1차적 연료 노즐(340)의 하류에 배치된다. 이러한 실시예에서, 2차적 연료 노즐(400)은, 연소 챔버(330) 내로 그리고 연소기 라이너(320)를 통해 돌출한다. 더욱 구체적으로 이러한 실시예에서, 2차적 연료 노즐(400)은, 연소기 외측 라이너(320B)를 통해 돌출하며 그리고, 외측 라이너 희석 공기(304B)가 2차적 연료 노즐(400)의 외측면 둘레에서 유동하도록(또한 도 6 및 도 7 참조), 대응하는 희석 구멍(326) 내부에 위치된다. 그러나, 2차적 연료 노즐(400)은, 희석 구멍(326) 내부에 위치될 필요는 없으며, 그리고 다른 개소들에서 연소기 라이너(320)를 통해 돌출할 수 있을 것이다. 그러나, 희석 구멍(326) 내에 2차적 연료 노즐(400)을 위치시키는 것은, 2차적 연료 노즐(400)을 냉각시키는 것을 돕기 위해 그리고 그에 따라 2차적 연료 노즐(400)의 수명을 연장시키기 위해, 외측 라이너 희석 공기(304B)를 사용하는 장점을 갖는다. 부가적으로, 2차적 연료 노즐(400) 둘레에서 그리고 2차적 연료 노즐(400)을 따라 유동하는, 희석 공기(304)는, 연소 챔버(330)의 코어 구역(336) 내의 온도를 효과적으로 감소시키도록 그리고 추가로 NOx 생성을 감소시키도록, 연소 챔버(330)의 코어 구역(336) 내로의 더 높은 관통성을 가질 수 있다. 본 실시예의 환형 연소기(300)에서, 복수의 2차적 연료 노즐(400)은, 도 4에 도시된 바와 같이, 벌크 공기 유동 방향을 가로지르는 방향으로 정렬된다. 연소기(300)가 환형 연소기(300)일 때, 복수의 2차적 연료 노즐(400)은, 연소기(300)의 둘레 방향으로 정렬될 수 있을 것이다. 이러한 방향은, 벌크 공기 유동 방향(B)을 가로지르며, 그리고 본 명세서에서 횡방향으로 지칭될 수 있을 것이다.
연료의 일부분이, 복수의 1차적 연료 노즐(340)을 사용하여 연소기(300) 내로 분사된다. 연료의 이러한 부분은, 본 명세서에서, 연료의 1차적 부분으로 지칭된다. 연료의 나머지는, 복수의 2차적 연료 노즐(400)을 사용하여 연소기(300) 내로 분사되며, 그리고 이러한 실시예에서, 연료의 나머지는, 복수의 2차적 연료 노즐(400)을 사용하여 벌크 공기 유동 방향(B)에 대한 횡단 방향으로 연소기(300) 내로 분사된다. 연료의 이러한 부분은, 본 명세서에서, 연료의 2차적 부분으로 지칭된다. 이러한 구성 및 전략에 의해, 100 퍼센트의 연료가 1차적 연료 노즐들(340)에 의해 분사되는 구성과 비교할 때, NOx 생성이, 감소될 수 있다. 복수의 2차적 연료 노즐(400)로 연소 챔버(330)의 전방 단부(322)의 하류에서 연료를 분사하는 하나의 효과가, 연료의 2차적 부분이 연소 챔버(330) 내에서 더 짧은 체류 시간을 가지며, 이는 NOx 생성의 감소에 기여할 수 있다는 것이다. 바람직하게, 연료의 1차적 부분은, 주어진 시간 간격에 걸쳐 연소 챔버 내로 분사되는 연료의 30퍼센트 내지 80퍼센트이며, 그리고 연료의 2차적 부분은, 상기 시간 간격에 걸쳐 연소 챔버 내로 분사되는 연료의 나머지 부분(예를 들어, 20 내지 70 퍼센트)이다. 이러한 퍼센테이지는, 또한, 연소기(300)의 세그먼트에 대해 결정될 수 있을 것이다. 도 4에 도시된 환형 연소기(300)에서, 예를 들어, 세그먼트는, 적어도 하나의 1차적 연료 노즐(340)에 의해 형성되는 각도 방향 구간(angular span)에 의해 형성된다. 이러한 예에서, 세그먼트는, 하나의 1차적 연료 노즐(340) 및 2개의 2차적 연료 노즐(400)(예를 들어, 2차적 연료 노즐(400A) 및 2차적 연료 노즐(400B))을 포함한다. 마찬가지로, 또한, 각 세그먼트 내에 단일의 2차적 연료 노즐(400) 또는 복수의 2차적 연료 노즐(400)이 존재할 수 있다. 복수의 2차적 연료 노즐(400)이 사용될 때, 2차적 연료 노즐들(400)은, 연소 챔버(330) 내부의 동일한 축방향 개소에 배치될 수 있으며, 그리고 횡방향과 같이, 벌크 공기 유동 방향(B)을 가로지르는 방향으로 정렬될 수 있을 것이다. 대안적으로, 2차적 연료 노즐들(400)은, 상이한 축방향 개소들에 배치될 수 있으며 그리고, (벌크 공기 유동 방향(B)으로와 같이) 축방향으로 정렬될 수 있거나, 또는 연소 챔버(330)의 세그먼트 내부의 상이한 둘레 방향 개소들을 가질 수 있을 것이다.
이상에 논의된 바와 같이, 연료 계량 밸브(242)는, 요구되는 체적의 연료를, 예를 들어 요구되는 유량으로, 연소 챔버(330)에 제공하도록 구성된다. 도 3에 도시된 바와 같이, 연료 계량 밸브(242)는, 1차적 연료 매니폴드(252) 및 2차적 연료 매니폴드(254)에 유동적으로 연결된다. 1차적 연료 매니폴드(252) 및 2차적 연료 매니폴드(254)는, 개별적으로 1차적 연료 노즐들(340) 및 2차적 연료 노즐들(400)에 수용되는 연료를 분배(제공)한다. 연료 계량 밸브(242)에 의해 요구되는 유량으로 계량된 이후에, 연료는 이어서, 1차적 연료 노즐들(340) 및 2차적 연료 노즐들(400)에 의해 연소 챔버(330) 내로 후속적으로 분사될 1차적 연료 매니폴드(252) 및 2차적 연료 매니폴드(254)에 대한 요구되는 퍼센테이지 분배에 기초하여 분할된다. 1차적 연료 노즐들(340) 및 2차적 연료 노즐들(400)에 의해 분사되는 연료의 비율(퍼센테이지)은, 주어진 연소기(300)에 대해 설정(또는 고정)될 수 있지만, 이러한 비율은 또한 엔진(100)의 상이한 작동 조건을 가로질러 조절 가능할 수 있을 것이다. 예를 들어, 계량 시스템(240)은 또한, 1차적 연료 매니폴드(252) 및 2차적 연료 매니폴드(254)에 분배되는 연료의 양을 조절하기 위해 사용될 수 있는, 적어도 하나의 연료 비례 밸브(246)를 포함할 수 있을 것이다.
이상에 언급된 바와 같이, 물, 질소, 및 이산화탄소 중의 적어도 하나와 같은, 희석제가, 연소 챔버(330) 내로 분사될 수 있으며, 그리고 연료의 연소 도중에 사용될 수 있을 것이다. 희석제는, 1차적 연료 노즐(340)을 사용하여 연소 챔버(330)의 전방 단부(322) 내로 분사될 수 있을 것이다. 이러한 실시예에서, 1차적 연료 노즐(340)은, 1차적 연소 존(332) 내로 연료 및 희석제 양자 모두를 분사하도록 구성되지만, 예를 들어, 1차적 연료 노즐(340)이 연료를 분사하며 그리고 희석제를 1차적 연소 존(332) 내로 분사하도록 구성되는 별개의 희석제 노즐들이 사용되는 경우를 포함하는, 다른 적절한 구성들이, 사용될 수 있을 것이다.
비록 100 퍼센트의 희석제가, 예를 들어 1차적 연료 노즐(340)에 의해, 1차적 연소 존(332) 내로 분사될 수 있지만, 본 명세서에 개시되는 연소기(300)는, 연소 챔버(330) 내의 고온 구역들(핫 스팟들)을 지향하도록, 1차적 연료 노즐(340)의 하류에 희석제를 분사한다. 핫 스팟들의 개소로 지향되도록 희석제를 도입하는 것은, 모든 희석제(예를 들어, 물)가 연소 챔버(330)의 전방 단부(322)에서 도입되는 연소기(300)와 비교하여 소모되는, 물과 같은, 희석제의 총량을 감소시키는 가운데, 연소기 전체에 걸쳐 더욱 균일한 온도 분포를 생성한다. 부가적으로, 이러한 핫 스팟들을 감소시키는 것 또는 제거하는 것은, NOx 생성을 추가로 감소시킨다.
이러한 실시예에서, 2차적 연료 노즐(400)은, 연료 및 희석제 양자 모두를 연소 챔버(330) 내로 분사하도록 구성되며, 그리고 2차적 연료 노즐(400)은, 연소 챔버(330) 내의 핫 스팟들을 향해 희석제를 지향시키도록 구성된다. 본 실시예의 2차적 연료 노즐(400)의 세부사항들이 이하에 논의되며, 그리고 이러한 구성에서, 세그먼트 내의 양자 모두의 2차적 연료 노즐(400)(도 4에서 400A 및 400B로 라벨링됨)이, 연료 및 희석제 양자 모두를 분사한다. 그러나, 연소기(300)는, 그렇게 제한되지 않으며, 그리고 다른 적절한 구성들이, 사용될 수 있을 것이다. 각 세그먼트에서, 예를 들어, 하나의 2차적 연료 노즐(400A)이, 연료의 2차적 부분을 세그먼트 내로 분사하도록 구성될 수 있으며, 그리고 세그먼트는 또한, 희석제를 세그먼트 내로 분사하도록 구성되는 희석제 노즐(400B)을 포함할 수 있을 것이다. 그러한 구성에서, 연소기(300)는 그에 따라, 벌크 공기 유동 방향으로 복수의 1차적 연료 노즐(340)의 하류에 복수의 희석제 노즐(400B)을 포함할 수 있으며, 그리고 복수의 희석제 노즐(400B)은, 횡방향과 같은, 벌크 공기 유동 방향(B)을 가로지르는 방향으로, 정렬될 수 있을 것이다.
이러한 실시예에서, 희석제의 일부분이, 복수의 1차적 연료 노즐(340)을 사용하여 연소기(300) 내로 분사된다. 희석제의 이러한 부분은, 본 명세서에서, 희석제의 1차적 부분으로 지칭된다. 희석제의 나머지는, 복수의 2차적 연료 노즐(400)(또는, 이상에 논의된 대안적인 실시예에서, 복수의 희석제 노즐(400B))을 사용하여 연소기(300) 내로 분사된다. 희석제의 이러한 부분은, 본 명세서에서, 희석제의 2차적 부분으로 지칭된다. 바람직하게, 희석제의 1차적 부분은, 주어진 시간 간격에 걸쳐 연소 챔버 내로 분사되는 희석제의 20퍼센트 내지 80퍼센트이며, 그리고 희석제의 2차적 부분은, 상기 시간 간격에 걸쳐 연소 챔버 내로 분사되는 희석제의 나머지 부분(예를 들어, 20 내지 80 퍼센트)이다. 이러한 퍼센테이지는 또한, 도 4를 참조하여 이상에 논의된 세그먼트와 같은, 연소기(300)의 세그먼트에 대해 결정될 수 있을 것이다.
이상에 논의된 바와 같이, 희석제 계량 밸브(244)는, 요구되는 체적의 희석제를, 예를 들어 요구되는 유량으로, 연소 챔버(330)에 제공하도록 구성된다. 도 3에 도시된 바와 같이, 희석제 계량 밸브(244)는, 1차적 희석제 매니폴드(256) 및 2차적 희석제 매니폴드(258)에 유동적으로 연결된다. 1차적 희석제 매니폴드(256) 및 2차적 희석제 매니폴드(258)는, 개별적으로 1차적 연료 노즐들(340) 및 2차적 연료 노즐들(400)에 수용되는 희석제를 분배(제공)한다. 희석제 계량 밸브(244)에 의해 요구되는 유량으로 계량된 이후에, 희석제는 이어서, 1차적 연료 노즐들(340) 및 2차적 연료 노즐들(400)에 의해 연소 챔버(330) 내로 후속적으로 분사될 1차적 희석제 매니폴드(256) 및 2차적 희석제 매니폴드(258)에 대한 요구되는 퍼센테이지 분배에 기초하여 분할된다. 1차적 연료 노즐들(340) 및 2차적 연료 노즐들(400)에 의해 분사되는 희석제의 비율(퍼센테이지)은, 주어진 연소기(300)에 대해 설정(또는 고정)될 수 있지만, 이러한 비율은 또한 조절 가능할 수 있을 것이다. 예를 들어, 계량 시스템(240)은 또한, 1차적 희석제 매니폴드(256) 및 2차적 희석제 매니폴드(258)에 분배되는 희석제의 양을 조절하기 위해 사용될 수 있는, 적어도 하나의 희석제 비례 밸브(248)를 포함할 수 있을 것이다.
도 5는, 본 개시의 실시예에 따른 (엔진(100)과 같은) 가스 터빈 엔진을 작동하는 방법을 도시하는 흐름도이다. 비록 도 5가 선형 시퀀스를 묘사하는 흐름도이지만, 방법은, 이하에 논의되는 다양한 단계들이 연속적으로 또는 서로 동시에 일어나는 것으로, 인식되어야 한다. 부가적으로, 단계들은, 도 5에 묘사된 것과 다른, 다른 순서를 가질 수 있을 것이다. 단계 S505에서, 공기가, 예를 들어 LP 압축기(110) 및 HP 압축기(112)를 사용하여, 압축된다. 이어서, 단계 S510에서, 압축된 공기는, 연소 챔버(330)를 통해 지향된다(유동한다). 이상에 논의된 바와 같이, 1차적 공기(302)는, 벌크 공기 유동 방향(B)으로, 연소 챔버(330)를 통해 유동하며, 그리고 희석 공기(304)는, 희석 구멍들(326)을 통해 도입된다. 연료의 1차적 부분 및 희석제의 1차적 부분은, 이상에 논의된 바와 같이, 예를 들어 1차적 연료 노즐(340)을 사용하여, 단계 S515 및 단계 S525에서, 연소 챔버(330)의 전방 단부(322) 내로 분사된다. 연료의 1차적 부분 및 희석제의 1차적 부분은, 엔진(100)의 상이한 출력 조건(엔진(100)의 0% 내지 100% 출력) 전체에 걸쳐 유동한다. 도 5의 단계 S520에 묘사된 바와 같이, 연료의 1차적 부분 및 압축된 공기는, 1차적 연소 존(332) 내에서 연소된다.
연료의 2차적 부분 및 희석제의 2차적 부분은, 단계 S530 및 단계 S535에서, 연소 챔버(330) 내로 분사된다. 바람직한 실시예에서, 연료의 2차적 부분 및 희석제의 2차적 부분은, 높은 출력 조건 하에서, 연소 챔버(330) 내로 분사된다. 본 명세서에서, 낮은 출력 조건은, 총 엔진 출력의 20% 이하이며, 그리고 높은 출력 조건은, 20%보다 큰 엔진의 출력이다. 실시예에서, 단지 연료의 1차적 부분만이, 낮은 출력 조건에서 유동하며, 그리고 연료의 1차적 부분 및 연료의 2차적 부분 양자 모두가, 높은 출력 조건에서 유동한다. 낮은 출력 조건에서, 희석제의 1차적 부분 및 희석제의 2차적 부분 중의 하나가 유동할 수 있거나, 또는 희석제의 1차적 부분 및 2차적 부분 양자 모두가, 유동할 수 있을 것이다. 높은 출력 조건에서, 희석제의 1차적 부분 및 2차적 부분 양자 모두가, 유동한다. 연료 및/또는 희석제의 1차적 부분 및 2차적 부분은, 배출 및 효율에 관한 이익을 극대화하는 방식으로 작동될 수 있을 것이다. 연소 챔버(330) 내에서, 단계 S520에서 연소되지 않은 부가적인 연료(단지 낮은 출력 조건에서 단지 1차적 부분만의 잔류 연료 또는 높은 출력 조건에서 연료의 1차적 부분 및 연료의 2차적 부분 양자 모두의 잔류 연료) 및 압축된 공기가, 혼합되며, 그리고 연료는 단계 S540에서 연소된다. 연소된 생성물은, 배출구(324)에 의해 연소 챔버(330)에서 방출되며, 그리고 이어서, 단계 S545에서, HP 터빈(116) 및 LP 터빈(118)과 같은, 터빈을 구동한다. 방법에 대한 부가적인 세부사항들이, 예를 들어, 이상에 언급된 구성요소들(예를 들어, 1차적 연료 노즐(340) 및 2차적 연료 노즐(400))에 관하여, 본 명세서에 설명된다.
도 6 및 도 7은, 연료 및 희석제 양자 모두를 분사하도록 구성되는, 2차적 연료 노즐(400)의 단면도들이다. 도 6은, 도 4의 6-6 선을 따라 취해진, 2차적 연료 노즐(400)의 단면도이며, 그리고 그에 따라, 도 6의 좌측은 연소 챔버(330)의 전방 단부(322)를 향해 놓이며 그리고 도 6의 우측은 연소 챔버(330)의 배출구(324)를 향해 놓인다. 도 7은, 도 3의 7-7 선을 따라 취해진, 2차적 연료 노즐(400)의 단면도이며, 그리고 그에 따라, 연소 챔버(330)의 전방 단부(322)를 향해 바라보는 도면이다.
본 실시예의 2차적 연료 노즐(400)은, 원통형이며, 그리고 그에 따라, 반경 방향 및 축 방향을 갖는다. 본 실시예의 2차적 연료 노즐(400)은, 도 3의 10-10을 따르는 2차적 연료 노즐(400)의 축 방향에 수직인 방향으로 취해진 단면을 갖는다. 단면은 도 10a에 도시되며, 그리고 도 10a에서 확인될 수 있는 바와 같이, 이러한 단면은, 원형이다. 그러나, 임의의 적절한 기하 형상이, 2차적 연료 노즐(400)을 위해 사용될 수 있을 것이다. 예를 들어, 2차적 연료 노즐(400)은, 도 10b에 도시된 바와 같은, 눈물 방울 형상과 같은, 에어포일 형상을 가질 수 있을 것이다. 눈물 방울 또는 다른 에어포일 형상은, 2차적 연료 노즐(400)을 지나는 공기 유동 내의 후류(wake)를 감소시키는 데 유리할 수 있을 것이다. 2차적 연료 노즐(400)은, 연소기 케이스(310)에 장착되며, 그리고 연소 챔버(330) 내로 돌출하기 이전에 연소기 케이스(310)와 연소기 라이너(320) 사이의 공간을 통해 연장된다. 이상에 논의된 바와 같이, 2차적 연료 노즐(400)은, 희석 구멍(326)을 통해 돌출하며, 그리고 이러한 실시예에서, 희석 구멍(326)의 직경은, 2차적 연료 노즐(400)의 직경보다 더 크며, 그리고 요구되는 양의 희석 공기(304)가 2차적 연료 노즐(400) 둘레에서 그리고 연소 챔버(330) 내로 유동하는 것을 허용하도록 크기 결정된다. 이상에 언급된 바와 같이, 2차적 연료 노즐(400)은, 희석 구멍(326)을 통해 삽입될 필요는 없으며, 대신에 연소기 외측 라이너(320B) 상의 별개의 개구부를 통해 삽입될 수 있을 것이다.
연소기 라이너(320)는, 희석 구멍(326)을 둘러싸는, 내측 표면(328)(연소기(300)를 지향하는 표면)을 갖는다. 이러한 실시예에서, 2차적 연료 노즐(400)은, 연소기 라이너(320)의 내측 표면(328)에 대체로 수직인 방향으로, 연소기(300) 내로 돌출한다. 용어 "대체로 수직"은, 연소기 라이너(320)의 내측 표면(328)의 잠재적인 곡률을 설명하며 그리고, 예를 들어 5도를 포함하는, 수직으로부터의 작은 편차를 예상한다. 2차적 연료 노즐(400)은, 중심축(402)을 구비하며, 그리고 2차적 연료 노즐(400)의 배향은, 중심축(402)을 기준으로 취해질 수 있을 것이다. 2차적 연료 노즐(400)이 대체로 수직 방향으로 돌출함에 따라, 2차적 연료 노즐(400)은, 연료 및 희석제의 2차적 부분을 2차적 연소 존(334) 내로 운반하기 위한 방향으로, 그리고 더욱 구체적으로 본 실시예에서 코어 구역(336)으로, 돌출한다. 2차적 연료 노즐(400)은 그에 따라, 바람직하게, 연료 및 희석제의 2차적 부분을 코어 구역(336)으로 운반하기 위해, 0으로부터 2차적 연료 노즐(400)의 직경의 4배까지와 같이, 충분한 거리로 돌출한다.
그러나, 2차적 연료 노즐(400)은, 다른 배향들을 가질 수 있을 것이다. 2차적 연료 노즐(400)은, 연소기 라이너(320)의 내측 표면(328)과 비스듬한 각도를 형성하는 방향으로, 연소 챔버(330) 내로 돌출할 수 있을 것이다. 예를 들어, 2차적 연료 노즐(400)은, 도 8에 도시된 바와 같이, 1차적 연소 존(332)을 향한 방향으로 돌출할 수 있을 것이다. 다른 예에서, 2차적 연료 노즐(400)은, 차가운 측 돌출을 구비할 수 있으며, 그리고 도 9에 도시된 바와 같이, 벌크 공기 유동 방향과 함께하는 방향으로, 연소 챔버(330)의 배출구(324)를 향해 돌출할 수 있을 것이다.
도 6 및 도 7에 도시된 바와 같이, 2차적 연료 노즐(400)은, 각각 연료의 2차적 부분 및 희석제의 2차적 부분 중의 하나를 이송하도록 구성되는, 제1 통로(410) 및 제2 통로(420)와 같은, 복수의 통로를 구비할 수 있을 것이다. 이러한 실시예에서, 제1 통로(410)는, 2차적 희석제 매니폴드(258)에 유동적으로 연결되며, 그리고 희석제를 이송하도록 구성되고, 그리고 제2 통로(420)는, 2차적 연료 매니폴드(254)에 유동적으로 연결되며, 그리고 연료를 이송하도록 구성된다. 제1 통로(410)가 연료를 이송하며 그리고 제2 통로(420)가 희석제를 이송하는, 반대 구성이, 또한, 2차적 연료 노즐(400)을 위한 적절한 구성일 수 있을 것이다. 복수의 통로는, 2차적 연료 노즐(400) 내부에서 임의의 적절한 기하형상 및 구성을 가질 수 있을 것이다. 이러한 실시예에서, 제1 통로(410)는, 2차적 연료 노즐(400)의 중심축(402)과 일치하는 제1 통로(410)의 축을 갖는, 원통형이다. 본 실시예의 제2 통로(420)는, 환형 기하형상을 가지며 그리고, 또한 제1 통로(410)의 반경 방향인, 2차적 연료 노즐(400)의 반경 방향으로 제1 통로(410)를 둘러싼다. 제2 통로(420)의 축은, 2차적 연료 노즐(400)의 중심축(402)과 일치한다.
2차적 연료 노즐(400)은, 팁부(404)를 구비하며, 그리고 제1 통로(410) 및 제2 통로(420)는 각각, 팁부(404)로 연장된다. 제1 통로(410)는, 제1 통로(410)(그리고 그에 따라, 2차적 연료 노즐(400))로부터 연소 챔버(330) 내로 희석제를 방출하도록 구성되는, 복수의 오리피스(412)를 구비한다. 제1 통로(410)의 복수의 오리피스(412)는, 2차적 연료 노즐(400)의 중심축(402)과 평행한 방향으로 희석제를 방출할 수 있지만, 이들은, 또한 중심축(402)으로부터 반경 방향 외향으로 희석제를 방출할 수 있을 것이다. 마찬가지로, 제2 통로(420)는, 제2 통로(420)(그리고 그에 따라, 2차적 연료 노즐(400))로부터 연소 챔버(330) 내로 연료를 방출하도록 구성되는, 복수의 오리피스(422)를 구비한다. 제2 통로(420)의 복수의 오리피스(422)는, 2차적 연료 노즐(400)의 중심축(402)과 평행한 방향으로 연료를 방출할 수 있지만, 이들은, 또한 중심축(402)으로부터 반경 방향 외향으로 연료를 방출할 수 있을 것이다.
2차적 연료 노즐(400)이 연소 챔버(330) 내로 연장됨과 더불어, 제1 통로(410)의 복수의 오리피스(412)는, 그에 따라, 연소 챔버(330)의 핫 스팟일 수 있는, 코어 구역(336)을 지향하도록 구성된다. 2차적 연료 노즐(400)은 또한, 다른 핫 스팟들을 지향하도록 구성될 수 있을 것이다. 하나의 그러한 핫 스팟은, 2차적 연료 노즐(400)의 후방의 (벌크 공기 유동 방향(B)으로 하류의), 후류 또는 구역이다. 2차적 연료 노즐(400)은, 벌크 공기 유동 방향(B)으로 2차적 연료 노즐(400) 후방의 위치를 향해 연소 챔버(330) 내로 희석제를 분사하도록 구성된다. 2차적 연료 노즐(400)은, 도 6에 도시된 바와 같이, 2차적 연료 노즐(400)의 하류측 표면(406) 상의 적어도 하나의 하류측 오리피스(414)를 구비할 수 있을 것이다. 하류측 오리피스(414)는, 채널(416)에 의해 제1 통로(410)에 유동적으로 연결된다. 이러한 실시예에서, 하나의 하류측 오리피스(414)가 2차적 연료 노즐(400)의 축 방향으로 다른 하류측 오리피스(414) 위에 놓이는, 2개의 하류측 오리피스(414)가, 2차적 연료 노즐(400) 상에 제공된다. 각 하류측 오리피스(414)는, 2차적 연료 노즐(400) 후방의 (벌크 공기 유동 방향(B)으로 하류의) 구역 내로 희석제를 지향(분사)시키도록, 그리고 2차적 연료 노즐(400)의 후류 및 연료 노즐 둘레에서 유동하는 희석 공기(304)에 의해 형성되는 희석제 분출류를 지향하도록, 구성된다. 이러한 실시예에서, 하류측 오리피스들(414)은, 희석제를, 벌크 공기 유동 방향으로 그리고 연소기 외측 라이너(320B)의 내측 표면(328)에 대체로 평행한 방향으로, 지향시킨다. 고온 구역들을 그리고 그에 따라 NOx 배출을 감소시키기 위해, 2차적 연료 노즐(400) 또는 희석 구멍(326) 후방의 개소 주변에 무리를 이루는 복수의 오리피스(414)와 같은, 다른 구성들이, 사용될 수 있을 것이다. 부가적으로, 다양한 상이한 형상의 오리피스들(414)이, 고온의 구역에서 희석제의 2차적 부분을 효과적으로 분산시키기 위해 사용될 수 있을 것이다.
다른 핫 스팟이, 희석 구멍들(326) 사이의 연소 챔버(330)의 부분들일 수 있을 것이다. 2차적 연료 노즐(400)은, 이러한 핫 스팟을 향해 그리고 2차적 연료 노즐(400)로부터 횡방향으로 연소 챔버(330) 내로 희석제를 분사하도록 구성될 수 있을 것이다. 각 2차적 연료 노즐(400)은 또한, 도 7에 도시된 바와 같이, 측방 표면들(408)(2차적 연료 노즐(400)의 횡방향의 측면들) 중의 적어도 하나 상의 측방 오리피스(418)를 구비할 수 있을 것이다. 측방 오리피스(418)는, 채널(416)에 의해 제1 통로(410)에 유동적으로 연결된다. 이러한 실시예에서, 하나의 측방 오리피스(418)가 2차적 연료 노즐(400)의 축 방향으로 다른 측방 오리피스(418) 위에 놓이는, 2개의 측방 오리피스(418)가, 2차적 연료 노즐(400)의 각 측방 표면(408) 상에 제공된다. 측방 오리피스들(418)은, 희석 구멍들(326) 사이의 구역 내로 희석제를 지향(분사)시키도록 구성된다. 측방 오리피스들(418)은, 그에 따라, 희석제를 측방으로 지향시키도록 구성된다. 측방 오리피스들(418)은, 연소기 외측 라이너(320B)의 내측 표면(328)에 대체로 평행한, 횡방향으로 희석제를 지향시키도록 구성될 수 있을 것이다.
본 개시의 다른 양태들이, 뒤따르는 항목들의 대상에 의해 제공된다.
1. 가스 터빈 엔진으로서: (A) 자체를 통해 유동하는 공기를 압축하도록 그리고 공기를 압축된 공기로서 제공하도록 구성되는, 복수의 압축기 팬 블레이드를 포함하는 압축기 섹션; (B) 연료를 연소시키기 위한 연소기로서, 연소기는, 상기 압축기 섹션으로부터 압축된 공기를 수용하도록 구성되고, 연소기는: (a) 연소기 라이너로서, (i) 그 내부에 형성되는 연소 챔버, (ii) 전방 단부, 및 (iii) 배출구를 구비하고, 연소기 라이너는, 벌크 공기 유동 방향으로 상기 연소 챔버의 전방 단부로부터 상기 연소 챔버의 배출구로 자체를 통한 압축된 공기 유동을 갖도록 구성되고, 상기 연소 챔버는, 1차적 연소 존 및 벌크 공기 유동 방향으로 1차적 연소 존의 하류에 위치되는 2차적 연소 존을 구비하는 것인, 연소기 라이너; (b) 상기 연소기 라이너의 상기 전방 단부에 있는 적어도 하나의 1차적 연료 노즐로서, 상기 1차적 연소 존 내로 연료의 1차적 부분을 분사하도록 구성되는 것인, 적어도 하나의 1차적 연료 노즐; 및 (c) 벌크 공기 유동 방향으로 상기 적어도 하나의 1차적 연료 노즐의 하류의 적어도 하나의 2차적 연료 노즐로서, 상기 2차적 연소 존 내로 연료의 2차적 부분을 분사하도록 구성되는 것인, 적어도 하나의 2차적 연료 노즐을 포함하고, 연소기는, 연료 및 공기 혼합물을 형성하기 위해 압축된 공기를 연료의 1차적 부분 및 연료의 2차적 부분과 혼합하도록, 연소 생성물을 형성하기 위해 연료 및 공기 혼합물을 연소시키도록, 상기 연소 챔버의 배출구를 통해 연소 생성물을 방출하도록, 구성되는 것인, 연소기; 및 (C) 연소 생성물을 수용하도록 그리고 연소 생성물에 의해 구동되도록 구성되는 터빈으로서, 상기 압축기 섹션의 상기 복수의 압축기 팬 블레이드를 회전시키도록 구성되는 것인, 터빈을 포함하는 것인, 가스 터빈 엔진.
2. 항목 1에 있어서, 복수의 1차적 연료 노즐로서, 상기 1차적 연소 존 내로 연료의 1차적 부분을 분사하도록 구성되는 것인, 복수의 1차적 연료 노즐; 및 복수의 2차적 연료 노즐로서, 상기 2차적 연소 존 내로 연료의 2차적 부분을 분사하도록 구성되는 것인, 복수의 2차적 연료 노즐을 더 포함하는 것인, 가스 터빈 엔진.
3. 항목 1 또는 항목 2에 있어서, 연료의 1차적 부분은, 시간 간격에 걸쳐 상기 연소 챔버 내로 분사되는 연료의 30퍼센트 내지 80퍼센트이며, 그리고 연료의 2차적 부분은, 상기 시간 간격에 걸쳐 상기 연소 챔버 내로 분사되는 연료의 나머지 부분인 것인, 가스 터빈 엔진.
4. 항목 1 내지 항목 3 중 어느 한 항목에 있어서, 벌크 공기 유동 방향으로 상기 복수의 1차적 연료 노즐 하류의 복수의 희석제 노즐을 더 포함하고, 상기 복수의 희석제 노즐은, 상기 연소 챔버 내로 희석제를 분사하도록 구성되는 것인, 가스 터빈 엔진.
5. 항목 1 내지 항목 4 중 어느 한 항목에 있어서, 상기 복수의 2차적 연료 노즐 및 상기 복수의 희석제 노즐은, 벌크 공기 유동 방향을 가로지르는 방향으로 정렬되는 것인, 가스 터빈 엔진.
6. 항목 1 내지 항목 5 중 어느 한 항목에 있어서, 상기 복수의 2차적 연료 노즐 중의 적어도 일부는, 추가로, 상기 연소 챔버 내로 희석제를 분사하도록 구성되는 것인, 가스 터빈 엔진.
7. 항목 1 내지 항목 6 중 어느 한 항목에 있어서, 상기 연소기는, 적어도 하나의 1차적 연료 노즐 및 적어도 하나의 2차적 연료 노즐을 구비하는 세그먼트를 포함하고, 연료의 1차적 부분은, 시간 간격에 걸쳐 상기 연소 챔버의 상기 세그먼트 내로 분사되는 연료의 30퍼센트 내지 80퍼센트이며, 그리고 연료의 2차적 부분은, 상기 시간 간격에 걸쳐 상기 연소 챔버의 상기 세그먼트 내로 분사되는 연료의 나머지 부분인 것인, 가스 터빈 엔진.
8. 항목 1 내지 항목 7 중 어느 한 항목에 있어서, 적어도 하나의 2차적 연료 노즐은, 연료의 2차적 부분을 상기 연소 챔버 내로 횡단 방향으로 분사하도록 구성되고, 횡단 방향은, 벌크 공기 유동 방향을 가로지르는 방향인 것인, 가스 터빈 엔진.
9. 항목 1 내지 항목 8 중 어느 한 항목에 있어서, 적어도 하나의 2차적 연료 노즐은, 상기 연소기 라이너로부터 상기 연소 챔버 내로 돌출하는 것인, 가스 터빈 엔진.
10. 항목 1 내지 항목 9 중 어느 한 항목에 있어서, 상기 연소 라이너는, 적어도 하나의 2차적 연료 노즐을 둘러싸는 내측 표면을 구비하며, 그리고 적어도 하나의 2차적 연료 노즐은, 상기 연소 라이너의 내측 표면과 비스듬한 각도를 형성하는 방향으로, 상기 연소 챔버 내로 돌출하는 것인, 가스 터빈 엔진.
11. 항목 1 내지 항목 10 중 어느 한 항목에 있어서, 적어도 하나의 2차적 연료 노즐은, 상기 1차적 연소 존을 향한 방향으로 상기 연소 챔버 내로 돌출하는 것인, 가스 터빈 엔진.
12. 항목 1 내지 항목 11 중 어느 한 항목에 있어서, 상기 연소 라이너는, 적어도 하나의 2차적 연료 노즐을 둘러싸는 내측 표면을 구비하며, 그리고 적어도 하나의 2차적 연료 노즐은, 상기 연소 라이너의 내측 표면에 대체로 수직인 방향으로, 상기 연소 챔버 내로 돌출하는 것인, 가스 터빈 엔진.
13. 항목 1 내지 항목 12 중 어느 한 항목에 있어서, 적어도 하나의 2차적 연료 노즐은, 추가로, 벌크 공기 유동 방향으로 적어도 하나의 2차적 연료 노즐 후방의 위치를 향해, 상기 연소 챔버 내로 희석제를 분사하도록 구성되는 것인, 가스 터빈 엔진.
14. 항목 1 내지 항목 13 중 어느 한 항목에 있어서, 상기 연소 라이너는, 적어도 하나의 2차적 연료 노즐을 둘러싸는 내측 표면을 구비하며, 그리고 적어도 하나의 2차적 연료 노즐은, 추가로, 적어도 하나의 2차적 연료 노즐로부터 횡방향으로 상기 연소 챔버 내로 희석제를 분사하도록 구성되는 것인, 가스 터빈 엔진.
15. 항목 1 내지 항목 14 중 어느 한 항목에 있어서, 횡방향은, 상기 연소 라이너의 내측 표면과 대체로 평행한 방향인 것인, 가스 터빈 엔진.
16. 항목 1 내지 항목 15 중 어느 한 항목에 있어서, 적어도 하나의 2차적 연료 노즐은, 추가로, 상기 연소 챔버 내로 희석제를 분사하도록 구성되는 것인, 가스 터빈 엔진.
17. 항목 1 내지 항목 16 중 어느 한 항목에 있어서, 적어도 하나의 2차적 연료 노즐은, (i) 희석제 및 연료의 2차적 부분 중의 하나를 이송하도록 구성되는 제1 통로 및 (ii) 희석제 및 연료의 2차적 부분 중의 다른 하나를 이송하도록 구성되는 제2 통로를 구비하는 것인, 가스 터빈 엔진.
18. 항목 1 내지 항목 17 중 어느 한 항목에 있어서, 상기 제1 통로는, 축 및 제1 통로의 축에 대한 반경 방향을 갖는 원통형이며, 그리고 상기 제2 통로는, 환형이고, 제2 통로는, 반경 방향으로 제1 통로를 둘러싸는 것인, 가스 터빈 엔진.
19. 항목 1 내지 항목 18 중 어느 한 항목에 있어서, 상기 연소기는, 적어도 하나의 1차적 연료 노즐 및 적어도 하나의 2차적 연료 노즐을 구비하는 세그먼트를 포함하고, 적어도 하나의 1차적 연료 노즐은 추가로, 상기 연소 챔버 내로 희석제의 1차적 부분을 분사하도록 구성되며, 그리고 적어도 하나의 2차적 연료 노즐은, 상기 연소 챔버 내로 희석제의 2차적 부분을 분사하도록 구성되고, 희석제의 1차적 부분은, 시간 간격에 걸쳐 상기 연소 챔버의 상기 세그먼트 내로 분사되는 희석제의 20퍼센트 내지 80퍼센트이며, 그리고 희석제의 2차적 부분은, 상기 시간 간격에 걸쳐 상기 연소 챔버의 상기 세그먼트 내로 분사되는 희석제의 나머지 부분인 것인, 가스 터빈 엔진.
20. 항목 1 내지 항목 19 중 어느 한 항목에 있어서, (D) 연료 시스템으로서: (a) 연료를 유지하도록 구성되는 연료 탱크; (b) 상기 연료 탱크를 적어도 하나의 1차적 연료 노즐 및 적어도 하나의 2차적 연료 노즐에 유동적으로 연결하는 연료 운반 조립체; 및 (c) 상기 연료 운반 조립체와 소통 상태에 놓이며 그리고 요구되는 체적의 연료를 적어도 하나의 1차적 연료 노즐 및 적어도 하나의 2차적 연료 노즐에 제공하도록 구성되는, 연료 계량 밸브를 포함하는 것인, 연료 시스템; 및 (E) 희석제 시스템으로서: (a) 희석제를 유지하도록 구성되는 희석제 탱크; (b) 상기 희석제 탱크를 적어도 하나의 1차적 연료 노즐 및 적어도 하나의 2차적 연료 노즐에 유동적으로 연결하는 희석제 운반 조립체; 및 (c) 상기 희석제 운반 조립체와 소통 상태에 놓이며 그리고 요구되는 체적의 희석제를 적어도 하나의 1차적 연료 노즐 및 적어도 하나의 2차적 연료 노즐에 제공하도록 구성되는, 희석제 계량 밸브를 포함하는 것인, 희석제 시스템을 더 포함하는 것인, 가스 터빈 엔진.
21. 항목 1 내지 항목 20 중 어느 한 항목에 있어서, 연료는 수소 연료이고, 상기 연료 탱크는, 수소 연료를 액체 상으로 유지하도록 구성되며, 그리고 상기 연료 시스템은, (d) 액체 상의 수소 연료를 기체 상 및 초임계 상 중의 적어도 하나로 가열하기 위해 상기 연료 운반 조립체와 소통 상태에 놓이는 기화기로서, 상기 연료 탱크와 상기 연소기 사이에 위치되는 것인, 기화기를 더 포함하는 것인, 가스 터빈 엔진.
22. 항목 1 내지 항목 21 중 어느 한 항목에 있어서, 상기 연료 시스템은, (d) 적어도 하나의 1차적 연료 노즐에 공급되는 연료의 양 및 적어도 하나의 2차적 연료 노즐에 공급되는 연료의 양을 조절하도록 구성되는, 적어도 하나의 연료 비례 밸브를 더 포함하며, 그리고 상기 희석제 시스템은, (d) 적어도 하나의 1차적 연료 노즐에 공급되는 희석제의 양 및 적어도 하나의 2차적 연료 노즐에 공급되는 희석제의 양을 조절하도록 구성되는, 적어도 하나의 희석제 비례 밸브를 더 포함하는 것인, 가스 터빈 엔진.
23. 항목 1 내지 항목 22 중 어느 한 항목에 있어서, 희석제는, 물, 질소, 및 이산화탄소 중의 적어도 하나인 것인, 가스 터빈 엔진.
24. 항목 1 내지 항목 23 중 어느 한 항목에 있어서, 상기 연소기 라이너는, 적어도 하나의 희석 구멍을 더 구비하고, 상기 적어도 하나의 희석 구멍은, 상기 연소 챔버 내로 희석 공기를 도입하도록 구성되는 것인, 가스 터빈 엔진.
25. 항목 1 내지 항목 24 중 어느 한 항목에 있어서, 적어도 하나의 2차적 연료 노즐은, 상기 적어도 하나의 희석 구멍을 통해 상기 연소 챔버 내로 돌출하는 것인, 가스 터빈 엔진.
26. 항목 1 내지 항목 25 중 어느 한 항목에 있어서, 적어도 하나의 2차적 연료 노즐은, 단면을 구비하고, 상기 단면은, 원형 및 눈물 방울 형상 중의 하나인 것인, 가스 터빈 엔진.
27. 항목 1 내지 항목 26 중 어느 한 항목에 있어서, 연료는, 2원자 수소 연료 및 수소 풍부 연료 중의 하나인 것인, 가스 터빈 엔진.
28. 가스 터빈 엔진으로서: (A) 자체를 통해 유동하는 공기를 압축하도록 그리고 공기를 압축된 공기로서 제공하도록 구성되는, 복수의 압축기 팬 블레이드를 포함하는 압축기 섹션; (B) 연료를 연소시키기 위한 환형 연소기로서, 연소기는, 둘레 방향을 가지며 그리고 상기 압축기 섹션으로부터 압축된 공기를 수용하도록 구성되고, 연소기는: (a) 연소기 라이너로서, (i) 그 내부에 형성되는 연소 챔버, (ii) 전방 단부, 및 (iii) 배출구를 구비하고, 연소기 라이너는, 벌크 공기 유동 방향으로 상기 연소 챔버의 전방 단부로부터 상기 연소 챔버의 배출구로 자체를 통한 압축된 공기 유동을 갖도록 구성되고, 상기 연소 챔버는, 1차적 연소 존 및 벌크 공기 유동 방향으로 1차적 연소 존의 하류에 위치되는 2차적 연소 존을 구비하는 것인, 연소기 라이너; (b) 상기 연소기 라이너의 상기 전방 단부에 있는 복수의 1차적 연료 노즐로서, 상기 1차적 연소 존 내로 연료의 1차적 부분을 그리고 상기 1차적 연소 존 내로 희석제의 1차적 부분을 분사하도록 구성되는 것인, 복수의 1차적 연료 노즐; 및 (c) 벌크 공기 유동 방향으로 상기 1차적 연료 노즐의 하류의 그리고 상기 연소기의 둘레 방향으로 정렬되는 복수의 2차적 연료 노즐로서, 상기 2차적 연소 존 내로 연료의 2차적 부분을 그리고 상기 2차적 연소 존 내로 희석제의 2차적 부분을 분사하도록 구성되는 것인, 복수의 2차적 연료 노즐을 포함하고, 연료의 1차적 부분은, 시간 간격에 걸쳐 상기 연소 챔버 내로 분사되는 연료의 30퍼센트 내지 80퍼센트이며, 그리고 연료의 2차적 부분은, 상기 시간 간격에 걸쳐 상기 연소 챔버 내로 분사되는 연료의 나머지 부분이고, 희석제의 1차적 부분은, 시간 간격에 걸쳐 상기 연소 챔버 내로 분사되는 희석제의 20퍼센트 내지 80퍼센트이며, 그리고 희석제의 2차적 부분은, 상기 시간 간격에 걸쳐 상기 연소 챔버 내로 분사되는 희석제의 나머지 부분이고, 그리고 연소기는, 연료 및 공기 혼합물을 형성하기 위해 압축된 공기를 연료의 1차적 부분 및 연료의 2차적 부분과 혼합하도록, 연소 생성물을 형성하기 위해 연료 및 공기 혼합물을 연소시키도록, 상기 연소 챔버의 배출구를 통해 연소 생성물을 방출하도록, 구성되는 것인, 연소기; 및 (C) 연소 생성물을 수용하도록 그리고 연소 생성물에 의해 구동되도록 구성되는 터빈으로서, 상기 압축기 섹션의 상기 복수의 압축기 팬 블레이드를 회전시키도록 구성되는 것인, 터빈을 포함하는 것인, 가스 터빈 엔진.
비록 상기한 설명은 바람직한 실시예들에 관한 것이지만, 다른 변형들 및 수정들이 당업자에게 명백할 것이며, 그리고 본 개시의 사상 및 범위로부터 벗어남 없이 이루어질 수 있다는 것을, 알아야 한다. 더불어, 하나의 실시예와 함께 설명된 특징들은, 심지어 이상에 명시적으로 진술되지 않는 경우에도, 다른 실시예들과 함께 사용될 수 있을 것이다.

Claims (20)

  1. 가스 터빈 엔진으로서,
    (A) 자체를 통해 유동하는 공기를 압축하도록 그리고 공기를 압축된 공기로서 제공하도록 구성되는, 복수의 압축기 팬 블레이드를 포함하는 압축기 섹션;
    (B) 연료를 연소시키기 위한 연소기로서, 연소기는 상기 압축기 섹션으로부터 압축된 공기를 수용하도록 구성되고, 연소기는,
    (a) 연소기 라이너로서, (i) 그 내부에 형성되는 연소 챔버, (ii) 전방 단부, 및 (iii) 배출구를 구비하고, 상기 연소기 라이너는 벌크 공기 유동 방향으로 상기 연소 챔버의 전방 단부로부터 상기 연소 챔버의 배출구로 자체를 통한 압축된 공기 유동을 갖도록 구성되고, 상기 연소 챔버는 1차적 연소 존 및 벌크 공기 유동 방향으로 상기 1차적 연소 존의 하류에 위치되는 2차적 연소 존을 구비하는 것인, 연소기 라이너;
    (b) 상기 연소기 라이너의 상기 전방 단부에 있는 적어도 하나의 1차적 연료 노즐로서, 상기 1차적 연소 존 내로 연료의 1차적 부분을 분사하도록 구성되는 것인, 적어도 하나의 1차적 연료 노즐; 및
    (c) 벌크 공기 유동 방향으로 상기 적어도 하나의 1차적 연료 노즐의 하류의 적어도 하나의 2차적 연료 노즐로서, 상기 2차적 연소 존 내로 연료의 2차적 부분을 분사하도록 구성되는 적어도 하나의 2차적 연료 노즐을 포함하고,
    연료 및 공기 혼합물을 형성하기 위해 압축된 공기를 연료의 1차적 부분 및 연료의 2차적 부분과 혼합하도록, 연소 생성물을 형성하기 위해 연료 및 공기 혼합물을 연소시키도록, 그리고 상기 연소 챔버의 배출구를 통해 연소 생성물을 방출하도록 구성되는 연소기; 및
    (C) 연소 생성물을 수용하도록 그리고 연소 생성물에 의해 구동되도록 구성되는 터빈으로서, 상기 압축기 섹션의 상기 복수의 압축기 팬 블레이드를 회전시키도록 구성되는 것인, 터빈
    을 포함하고,
    상기 연소기는, 상기 적어도 하나의 1차적 연료 노즐 및 상기 적어도 하나의 2차적 연료 노즐을 구비하는 세그먼트를 포함하고, 상기 적어도 하나의 1차적 연료 노즐은 또한 상기 연소 챔버 내로 희석제의 1차적 부분을 분사하도록 구성되며, 상기 적어도 하나의 2차적 연료 노즐은 또한 상기 연소 챔버 내로 희석제의 2차적 부분을 분사하도록 구성되고, 희석제의 1차적 부분은 시간 간격에 걸쳐 상기 연소 챔버의 상기 세그먼트 내로 분사되는 희석제의 20퍼센트 내지 80퍼센트이며, 희석제의 2차적 부분은 상기 시간 간격에 걸쳐 상기 연소 챔버의 상기 세그먼트 내로 분사되는 희석제의 나머지 부분인 것인, 가스 터빈 엔진.
  2. 제1항에 있어서,
    복수의 1차적 연료 노즐로서, 상기 1차적 연소 존 내로 연료의 1차적 부분을 분사하도록 구성되는 것인, 복수의 1차적 연료 노즐; 및
    복수의 2차적 연료 노즐로서, 상기 2차적 연소 존 내로 연료의 2차적 부분을 분사하도록 구성되는 것인, 복수의 2차적 연료 노즐을 더 포함하는 것인, 가스 터빈 엔진.
  3. 제2항에 있어서,
    연료의 1차적 부분은, 시간 간격에 걸쳐 상기 연소 챔버 내로 분사되는 연료의 30퍼센트 내지 80퍼센트이며, 그리고 연료의 2차적 부분은, 상기 시간 간격에 걸쳐 상기 연소 챔버 내로 분사되는 연료의 나머지 부분인 것인, 가스 터빈 엔진.
  4. 제2항에 있어서,
    벌크 공기 유동 방향으로 상기 복수의 1차적 연료 노즐 하류의 복수의 희석제 노즐을 더 포함하고, 상기 복수의 희석제 노즐은 상기 연소 챔버 내로 희석제를 분사하도록 구성되는 것인, 가스 터빈 엔진.
  5. 삭제
  6. 제1항에 있어서,
    상기 연소기는, 상기 적어도 하나의 1차적 연료 노즐 및 상기 적어도 하나의 2차적 연료 노즐을 구비하는 세그먼트를 포함하고, 연료의 1차적 부분은, 시간 간격에 걸쳐 상기 연소 챔버의 상기 세그먼트 내로 분사되는 연료의 30퍼센트 내지 80퍼센트이며, 그리고 연료의 2차적 부분은, 상기 시간 간격에 걸쳐 상기 연소 챔버의 상기 세그먼트 내로 분사되는 연료의 나머지 부분인 것인, 가스 터빈 엔진.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 2차적 연료 노즐은, 연료의 2차적 부분을 상기 연소 챔버 내로 횡단 방향으로 분사하도록 구성되고, 횡단 방향은, 벌크 공기 유동 방향을 가로지르는 방향인 것인, 가스 터빈 엔진.
  8. 제1항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 2차적 연료 노즐은, 상기 연소기 라이너로부터 상기 연소 챔버 내로 돌출하는 것인, 가스 터빈 엔진.
  9. 제8항에 있어서,
    상기 연소기 라이너는, 상기 적어도 하나의 2차적 연료 노즐을 둘러싸는 내측 표면을 구비하며,
    상기 적어도 하나의 2차적 연료 노즐은, 상기 연소기 라이너의 내측 표면과 비스듬한 각도를 형성하는 방향으로, 상기 연소 챔버 내로 돌출하는 것인, 가스 터빈 엔진.
  10. 제8항에 있어서,
    상기 연소기 라이너는, 상기 적어도 하나의 2차적 연료 노즐을 둘러싸는 내측 표면을 구비하며,
    상기 적어도 하나의 2차적 연료 노즐은, 상기 연소기 라이너의 내측 표면에 대체로 수직인 방향으로, 상기 연소 챔버 내로 돌출하는 것인, 가스 터빈 엔진.
  11. 제8항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 2차적 연료 노즐은 또한, 벌크 공기 유동 방향으로 상기 적어도 하나의 2차적 연료 노즐 후방의 위치를 향해, 상기 연소 챔버 내로 희석제를 분사하도록 구성되는 것인, 가스 터빈 엔진.
  12. 제8항에 있어서,
    상기 연소기 라이너는, 상기 적어도 하나의 2차적 연료 노즐을 둘러싸는 내측 표면을 구비하며,
    상기 적어도 하나의 2차적 연료 노즐은 또한, 상기 적어도 하나의 2차적 연료 노즐로부터 횡방향으로 상기 연소 챔버 내로 희석제를 분사하도록 구성되는 것인, 가스 터빈 엔진.
  13. 삭제
  14. 제1항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 2차적 연료 노즐은, (i) 희석제 및 연료의 2차적 부분 중의 하나를 이송하도록 구성되는 제1 통로 및 (ii) 희석제 및 연료의 2차적 부분 중의 다른 하나를 이송하도록 구성되는 제2 통로를 구비하는 것인, 가스 터빈 엔진.
  15. 제14항에 있어서,
    상기 제1 통로는, 축 및 제1 통로의 축에 대한 반경 방향을 갖는 원통형이며,
    상기 제2 통로는 환형이고, 제2 통로는 상기 반경 방향으로 제1 통로를 둘러싸는 것인, 가스 터빈 엔진.
  16. 삭제
  17. 제1항에 있어서,
    희석제는 물, 질소, 및 이산화탄소 중의 적어도 하나인 것인, 가스 터빈 엔진.
  18. 제1항에 있어서,
    상기 연소기 라이너는 적어도 하나의 희석 구멍을 더 구비하고, 상기 적어도 하나의 희석 구멍은 상기 연소 챔버 내로 희석 공기를 도입하도록 구성되는 것인, 가스 터빈 엔진.
  19. 제18항에 있어서,
    적어도 하나의 2차적 연료 노즐은, 상기 적어도 하나의 희석 구멍을 통해 상기 연소 챔버 내로 돌출하는 것인, 가스 터빈 엔진.
  20. 제1항에 있어서,
    연료는, 2원자 수소 연료 및 수소 풍부 연료 중의 하나인 것인, 가스 터빈 엔진.
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11566790B1 (en) * 2021-10-28 2023-01-31 General Electric Company Methods of operating a turbomachine combustor on hydrogen
CN114353121B (zh) * 2022-01-18 2022-12-20 上海交通大学 一种用于燃气轮机的多喷嘴燃料注入方法
CN115127121B (zh) * 2022-06-15 2024-01-12 北京航空航天大学 稳焰预混燃烧装置及航空发动机模拟试验设备

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101523938B1 (ko) * 2007-09-14 2015-05-29 지멘스 에너지, 인코포레이티드 가스 터빈 엔진 내의 연소를 제어하는 방법 및 가스 터빈 연소 시스템용 연소기
JP2017524888A (ja) * 2014-06-26 2017-08-31 シーメンス エナジー インコーポレイテッド 排気再循環を伴う軸方向段構造燃焼システム
KR102151995B1 (ko) * 2019-03-29 2020-09-04 두산중공업 주식회사 연소장치 및 이를 포함하는 가스터빈
KR102152420B1 (ko) * 2019-08-23 2020-09-07 두산중공업 주식회사 연소기, 이를 포함하는 가스 터빈, 및 연소기의 구동 방법

Family Cites Families (58)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2930192A (en) * 1953-12-07 1960-03-29 Gen Electric Reverse vortex combustion chamber
US4265615A (en) * 1978-12-11 1981-05-05 United Technologies Corporation Fuel injection system for low emission burners
US4420929A (en) * 1979-01-12 1983-12-20 General Electric Company Dual stage-dual mode low emission gas turbine combustion system
US4984429A (en) 1986-11-25 1991-01-15 General Electric Company Impingement cooled liner for dry low NOx venturi combustor
US4893468A (en) * 1987-11-30 1990-01-16 General Electric Company Emissions control for gas turbine engine
US4928481A (en) * 1988-07-13 1990-05-29 Prutech Ii Staged low NOx premix gas turbine combustor
US5749219A (en) * 1989-11-30 1998-05-12 United Technologies Corporation Combustor with first and second zones
US6289666B1 (en) 1992-10-27 2001-09-18 Ginter Vast Corporation High efficiency low pollution hybrid Brayton cycle combustor
US6564556B2 (en) 1992-10-27 2003-05-20 J. Lyell Ginter High efficiency low pollution hybrid brayton cycle combustor
BE1010251A4 (fr) 1995-10-20 1998-04-07 Oxipar Sprl Procede d'oxydation partielle catalytique de combustible sur turbine a gaz dans des systemes energetiques combines et dispositif pour sa mise en oeuvre.
US6311471B1 (en) * 1999-01-08 2001-11-06 General Electric Company Steam cooled fuel injector for gas turbine
US6735949B1 (en) * 2002-06-11 2004-05-18 General Electric Company Gas turbine engine combustor can with trapped vortex cavity
US6868676B1 (en) 2002-12-20 2005-03-22 General Electric Company Turbine containing system and an injector therefor
CA2514073C (en) 2003-01-22 2016-07-05 Vast Power Systems Inc. Thermodynamic cycles using thermal diluent
US7104069B2 (en) * 2003-06-25 2006-09-12 Power Systems Mfg., Llc Apparatus and method for improving combustion stability
US7162864B1 (en) 2003-11-04 2007-01-16 Sandia National Laboratories Method for control of NOx emission from combustors using fuel dilution
US20060107667A1 (en) * 2004-11-22 2006-05-25 Haynes Joel M Trapped vortex combustor cavity manifold for gas turbine engine
GB2429516B (en) * 2005-08-27 2010-12-29 Siemens Ind Turbomachinery Ltd An apparatus for modifying the content of a gaseous fuel
JP2007113888A (ja) * 2005-10-24 2007-05-10 Kawasaki Heavy Ind Ltd ガスタービンエンジンの燃焼器構造
US7870717B2 (en) 2006-09-14 2011-01-18 Honeywell International Inc. Advanced hydrogen auxiliary power unit
US7886545B2 (en) * 2007-04-27 2011-02-15 General Electric Company Methods and systems to facilitate reducing NOx emissions in combustion systems
US8176739B2 (en) * 2008-07-17 2012-05-15 General Electric Company Coanda injection system for axially staged low emission combustors
US8701382B2 (en) * 2009-01-07 2014-04-22 General Electric Company Late lean injection with expanded fuel flexibility
JP4797079B2 (ja) * 2009-03-13 2011-10-19 川崎重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
EP2299178B1 (en) 2009-09-17 2015-11-04 Alstom Technology Ltd A method and gas turbine combustion system for safely mixing H2-rich fuels with air
US8381532B2 (en) * 2010-01-27 2013-02-26 General Electric Company Bled diffuser fed secondary combustion system for gas turbines
CN103717971B (zh) * 2011-08-11 2015-09-02 通用电气公司 用于在燃气涡轮发动机中喷射燃料的系统
JP5393745B2 (ja) * 2011-09-05 2014-01-22 川崎重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
WO2013043076A1 (en) 2011-09-22 2013-03-28 General Electric Company Combustor and method for supplying fuel to a combustor
US9151500B2 (en) * 2012-03-15 2015-10-06 General Electric Company System for supplying a fuel and a working fluid through a liner to a combustion chamber
US9200808B2 (en) * 2012-04-27 2015-12-01 General Electric Company System for supplying fuel to a late-lean fuel injector of a combustor
US10215412B2 (en) 2012-11-02 2019-02-26 General Electric Company System and method for load control with diffusion combustion in a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system
US9551492B2 (en) 2012-11-30 2017-01-24 General Electric Company Gas turbine engine system and an associated method thereof
US20140157788A1 (en) 2012-12-06 2014-06-12 General Electric Company Fuel nozzle for gas turbine
EP2930430A1 (en) * 2014-04-07 2015-10-14 Siemens Aktiengesellschaft A burner tip and a burner for a gas turbine
US9551490B2 (en) * 2014-04-08 2017-01-24 General Electric Company System for cooling a fuel injector extending into a combustion gas flow field and method for manufacture
CN106574777B (zh) * 2014-08-26 2020-02-07 西门子能源公司 用于涡轮发动机中的燃烧器内的燃料喷嘴的冷却系统
JP6516996B2 (ja) 2014-10-10 2019-05-22 川崎重工業株式会社 燃焼器及びガスタービンエンジン
US10006330B2 (en) * 2014-10-28 2018-06-26 General Electric Company System and method for emissions control in gas turbine systems
JP6463947B2 (ja) * 2014-11-05 2019-02-06 川崎重工業株式会社 バーナ、燃焼器、及びガスタービン
JP2016109309A (ja) 2014-12-02 2016-06-20 川崎重工業株式会社 ガスタービン用燃焼器、及びガスタービン
US10012387B2 (en) * 2014-12-05 2018-07-03 General Electric Company Fuel supply system for a gas turbine engine
EP3037728B1 (en) 2014-12-22 2020-04-29 Ansaldo Energia Switzerland AG Axially staged mixer with dilution air injection
CN107110506B (zh) 2014-12-25 2019-09-06 川崎重工业株式会社 烧嘴、燃烧器以及燃气轮机
US10480792B2 (en) * 2015-03-06 2019-11-19 General Electric Company Fuel staging in a gas turbine engine
DE102016115580A1 (de) * 2015-08-27 2017-03-02 General Electric Company System und Verfahren zur Einhaltung von Emissionsgrenzwerten während des Betriebs einer Gasturbine bei Teillastbetriebszuständen
US20170058784A1 (en) * 2015-08-27 2017-03-02 General Electric Company System and method for maintaining emissions compliance while operating a gas turbine at turndown condition
US10054314B2 (en) 2015-12-17 2018-08-21 General Electric Company Slotted injector for axial fuel staging
US20170284675A1 (en) * 2016-03-30 2017-10-05 Siemens Energy, Inc. Injector assembly and ducting arrangement including such injector assemblies in a combustion system for a gas turbine engine
US10865992B2 (en) * 2016-12-30 2020-12-15 General Electric Company Fuel injectors and methods of use in gas turbine combustor
US10422533B2 (en) * 2017-01-20 2019-09-24 General Electric Company Combustor with axially staged fuel injector assembly
US10954859B2 (en) * 2017-07-25 2021-03-23 Raytheon Technologies Corporation Low emissions combustor assembly for gas turbine engine
US11137144B2 (en) * 2017-12-11 2021-10-05 General Electric Company Axial fuel staging system for gas turbine combustors
CN108561898B (zh) * 2017-12-27 2020-09-22 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种同轴分区高温升燃烧室头部
JP6956035B2 (ja) * 2018-03-20 2021-10-27 三菱重工業株式会社 燃焼器
US11828467B2 (en) * 2019-12-31 2023-11-28 General Electric Company Fluid mixing apparatus using high- and low-pressure fluid streams
US11512853B2 (en) * 2020-06-30 2022-11-29 General Electric Company Fuel circuit for a fuel injector
US11578871B1 (en) * 2022-01-28 2023-02-14 General Electric Company Gas turbine engine combustor with primary and secondary fuel injectors

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101523938B1 (ko) * 2007-09-14 2015-05-29 지멘스 에너지, 인코포레이티드 가스 터빈 엔진 내의 연소를 제어하는 방법 및 가스 터빈 연소 시스템용 연소기
JP2017524888A (ja) * 2014-06-26 2017-08-31 シーメンス エナジー インコーポレイテッド 排気再循環を伴う軸方向段構造燃焼システム
KR102151995B1 (ko) * 2019-03-29 2020-09-04 두산중공업 주식회사 연소장치 및 이를 포함하는 가스터빈
KR102152420B1 (ko) * 2019-08-23 2020-09-07 두산중공업 주식회사 연소기, 이를 포함하는 가스 터빈, 및 연소기의 구동 방법

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