JP2013174431A - 燃料ノズルの環状予混合パイロット - Google Patents
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Abstract
【解決手段】ガスタービンエンジンの燃焼器は、少なくとも1つの燃料/空気ノズルを支持するヘッド側端部を有する。燃料/空気ノズルはそれぞれ、混合気を予混合パイロットノズルから軸線方向に導く同心軸線で構成される、予混合導管を有する予混合パイロットノズルを含む。予混合パイロットノズルは、予混合導管から半径方向外向きに配置され、予混合導管から半径方向外向きに空気を導く空気ジェットを含む、環状チャネルを含むことができる。
【選択図】図1
Description
12 燃料/空気ノズル
14 燃料供給
16 燃焼器
18 タービン
20 排気出口
22 軸
24 圧縮機
26 空気取込口
27 ヘッド側端部
28 荷重
30 ブレード
32 燃焼室
36 中心軸線
40 予混合パイロットノズル
41 予混合導管
41a 上流側端部
41b 下流側端部
41c 中心軸線
41c 第2の脚部
41d 中心軸線
41d 第1の脚部
42 空気ジェット
43 内壁外壁
44 燃焼出口面
50 周壁
50a 外表面
50b 内表面
50c 内部キャビティ
51 一次空気フローチャネル
51a 一次空気フロー
52 中心体
52a 中心体壁
52b 上流側端部
52c 下流側端部
52d 外表面
53 内部流路
53a 空気フロー
54a 上流側端部
54b 下流側端部
56 空気旋回器静翼
57 導管
57a 一次燃料フロー
58 燃料噴射口
60 燃料ノズル
60a 上流側端部
60b 下流側端部
61 燃料ジェット
62 燃料
62a 燃料フロー
62b 混合気フロー
63 燃料プレナム壁
64 燃料プレナム
66a 入口開口部
66b 出口開口部
70 環状チャネル
81 ステップ
82 ステップ
83 ステップ
84 ステップ
85 ステップ
86 ステップ
87 ステップ
88 ステップ
Claims (36)
- 燃料/空気ノズルの外側エンベロープを規定する軸線方向に細長い周壁であって、外表面および前記外表面に対向して面する内表面を有するとともに、軸線方向に細長い内部キャビティを規定する周壁と、
前記燃料/空気ノズルの前記内部キャビティ内に配置され、中心軸線を規定する中空の軸線方向に細長い中心体であって、上流側端部および前記上流側端部の軸線方向反対側に配置される下流側端部を規定する中心体壁によって規定され、前記中心体壁が、外表面および前記外表面に対向して面する内表面によって規定され、前記中心体壁の前記内表面が、前記中心体の前記中心軸線を中心にして同心で配置される軸線方向に細長い内部流路を規定する、中心体と、
前記中心体の前記内部流路を通って軸線方向に延在する細長い中空の燃料供給路であって、前記中心体の前記上流側端部に配置され、燃料源に接続するように構成された上流側端部を有し、前記中心体の前記下流側端部に配置される下流側端部を有する燃料供給路と、
前記中心体の前記外表面と前記周壁の前記内表面との間の環状空間によって規定される一次空気フローチャネルと、
前記中心体の前記下流側端部に接続される上流側端部を有する予混合パイロットノズルであって、予混合パイロットノズルの前記上流側端部の軸線方向反対側に配置される下流側端部を有する予混合パイロットノズルとを備え、
前記予混合パイロットノズルが、複数の軸線方向に細長い中空の予混合導管をさらに規定し、前記予混合導管がそれぞれ、前記中心体の前記下流側端部付近に配置されるとともに、前記中心体の前記内部流路と流体連通している入口開口部を規定する上流側端部を有し、前記予混合導管がそれぞれ、前記燃料供給路の前記下流側端部と流体連通して接続される少なくとも1つの燃料穴を有し、前記予混合導管がそれぞれ、前記中空の予混合導管から流体を放出できるようにする出口開口部を規定する下流側端部を有し、前記予混合導管それぞれの前記下流側端部がそれぞれ、前記中心体の前記中心軸線に平行でない中心軸線を規定する、ガスタービンエンジンの燃料/空気ノズル。 - 少なくとも1つの予混合導管の前記中心軸線がそれぞれ、前記中心体の前記中心軸線に対して鋭角で配置される、請求項1記載の燃料/空気ノズル。
- 前記予混合パイロットノズルが、前記予混合導管から半径方向外向きに配置される環状チャネルをさらに規定し、前記環状チャネルが前記中心体の前記内部流路と流体連通して構成され、前記環状チャネルが複数の空気ジェットを規定し、前記空気ジェットの少なくとも1つが、前記予混合導管の少なくとも1つの前記出口開口部の1つの付近に配置されるとともに、中心軸線を有する、請求項1記載の燃料/空気ノズル。
- 前記少なくとも1つの予混合導管の前記上流側端部の前記中心軸線が、前記中心体の前記中心軸線に平行な方向で延在するように構成され配置される、請求項3記載の燃料/空気ノズル。
- 前記空気ジェットの少なくとも1つの前記中心軸線が、前記中心体の前記中心軸線と鋭角を形成する、請求項3記載の燃料/空気ノズル。
- 前記環状チャネルが、前記空気ジェットに向かって下流方向に進むにしたがって先細になるように構成される、請求項3記載の燃料/空気ノズル。
- 前記一次空気フローチャネルを半径方向に横切って延在する複数の旋回ブレードを含むスウォズルをさらに備え、前記旋回ブレードの少なくとも1つが、その一端に入口と、その反対端に前記一次空気フローチャネルと流体連通している出口とを有する燃料導管を規定する、請求項1記載の燃料/空気ノズル。
- 前記予混合パイロットノズルがパイロット燃料ノズルを規定し、前記パイロット燃料ノズルが上流側端部および下流側端部を規定し、前記パイロット燃料ノズルの前記上流側端部が前記燃料供給路の前記下流側端部と流体連通して接続され、前記パイロット燃料ノズルの前記下流側端部が、前記パイロット燃料ノズルの前記上流側端部と流体連通して構成される少なくとも1つの燃料ジェットを規定し、
前記予混合パイロットノズルが、前記パイロット燃料ノズルから半径方向外向きに配置されるとともに、前記パイロット燃料ノズルと燃料プレナム壁との間に燃料プレナムを規定する燃料プレナム壁をさらに規定し、前記燃料プレナム壁が複数の燃料穴をさらに規定し、前記燃料穴の少なくとも1つが、前記燃料プレナムを介して前記燃料ジェットの少なくとも1つと流体連通して接続され、前記予混合導管がそれぞれ、前記燃料プレナム壁から半径方向外向きに、かつ前記燃料穴の少なくとも1つと流体連通して配置される、請求項1記載の燃料/空気ノズル。 - ヘッド側端部と、
前記ヘッド側端部に支持される少なくとも1つの燃料/空気ノズルとを備える、ガスタービンエンジンの燃焼器において、前記燃料/空気ノズルがそれぞれさらに、
前記燃料/空気ノズルの外側エンベロープを規定する軸線方向に細長い周壁であって、外表面および前記外表面に対向して面する内表面を有するとともに、軸線方向に細長い内部キャビティを規定する周壁と、
前記燃料/空気ノズルの前記内部キャビティ内に配置され、中心軸線を規定する中空の軸線方向に細長い中心体であって、上流側端部および前記上流側端部の軸線方向反対側に配置される下流側端部を規定する中心体壁によって規定され、前記中心体壁が、外表面および前記外表面に対向して面する内表面によって規定され、前記中心体壁の前記内表面が、前記中心体の前記中心軸線を中心にして同心で配置される軸線方向に細長い内部流路を規定する、中心体と、
前記中心体の前記内部流路を通って軸線方向に延在する細長い中空の燃料供給路であって、前記中心体の前記上流側端部に配置され、燃料源に接続するように構成された上流側端部を有し、前記中心体の前記下流側端部に配置される下流側端部を有する燃料供給路と、
前記中心体の前記外表面と前記周壁の前記内表面との間の環状空間によって規定される一次空気フローチャネルと、
前記中心体の前記下流側端部に接続される上流側端部を有する予混合パイロットノズルであって、予混合パイロットノズルの前記上流側端部の軸線方向反対側に配置される下流側端部を有する予混合パイロットノズルとを備え、
前記予混合パイロットノズルが、複数の軸線方向に細長い中空の予混合導管をさらに規定し、前記予混合導管がそれぞれ、前記中心体の前記下流側端部付近に配置されるとともに、前記中心体の前記内部流路と流体連通している入口開口部を規定する上流側端部を有し、前記予混合導管がそれぞれ、前記燃料供給路の前記下流側端部と流体連通して接続される少なくとも1つの燃料穴を有し、前記予混合導管がそれぞれ、前記中空の予混合導管から流体を放出できるようにする出口開口部を規定する下流側端部を有し、前記予混合導管それぞれの前記下流側端部がそれぞれ、前記中心体の前記中心軸線に平行でない中心軸線を規定することを含む、ガスタービンエンジンの燃焼器。 - 前記予混合パイロットノズルが、前記予混合導管から半径方向外向きに配置される環状チャネルをさらに規定し、前記環状チャネルが前記中心体の前記内部流路と流体連通して構成され、前記環状チャネルが複数の空気ジェットを規定し、請求項9記載の燃焼器。
- 前記空気ジェットの少なくとも1つが、前記予混合導管の少なくとも1つの前記出口開口部の1つの付近に配置されるとともに、前記予混合導管の少なくとも1つの前記出口開口部の前記付近の1つの前記中心軸線に対して鋭角で配置される中心軸線を有する、請求項9記載の燃焼器。
- 前記環状チャネルが、前記空気ジェットに向かって下流方向に進むにしたがって先細になる、請求項9記載の燃焼器。
- ガスタービンエンジンの火炎安定性およびNOxを改善するための燃料/空気ノズルの操作方法であって、前記燃料/空気ノズルが、周壁と、前記周壁内に配置されるとともに中心軸線を規定する中空の中心体と、前記中心体の上流側端部の外部から、かつ前記周壁に向かって半径方向に延在するスウォズルと、前記中心体の下流側端部にある、出口開口部を有する複数の予混合導管を含む予混合パイロットノズルとによって規定される、操作方法において、
一次空気フローを前記スウォズルよりも下流側に送達して、前記一次空気フローの渦流を成すステップと、
一次燃料フローを前記スウォズルに通して送達して、前記スウォズルの下流側の渦流を成している前記一次空気フローと混合するステップと、
パイロット燃料フローを中空の燃料供給路に通して前記予混合パイロットノズルに送達するステップと、
二次空気フローを前記中心体を通して前記予混合パイロットノズルまで下流側に送達するステップと、
前記中心体の前記中心軸線に平行でない中心軸線を前記下流側端部でそれぞれ規定するとともに、前記予混合パイロットノズルの前記下流側端部から前記混合気を放出する、複数の軸線方向に細長い中空の予混合導管内で、前記パイロット燃料を前記二次空気フローと混合するステップと、
前記予混合パイロットノズルの前記予混合導管の前記出口開口部から前記混合気を噴出するステップとを含む、方法。 - 前記中心体の前記中心軸線から半径方向に離れる方向で、前記予混合パイロットノズルの前記予混合導管から前記混合気を噴出するステップをさらに含む、請求項13記載の方法。
- 前記予混合パイロットノズルの前記予混合導管から半径方向外向きに配置される環状チャネルに、前記二次空気フローの一部を分流するステップをさらに含む、請求項13記載の方法。
- 前記環状チャネルから噴出する空気の圧力が、前記環状チャネルに入る空気の前記圧力を上回る、請求項15記載の方法。
- 前記環状チャネルが下流方向に進むにしたがって先細になる、請求項15記載の方法。
- 前記予混合導管の前記出口開口部から離れる方向で、前記予混合パイロットノズルの前記環状チャネルから空気を噴出するステップをさらに含む、請求項15記載の方法。
- 前記環状チャネルから噴出する前記空気が前記中心体の前記中心軸線から離れる方向に導かれる、請求項18記載の方法。
- 燃料/空気ノズルの外側エンベロープを規定する軸線方向に細長い周壁であって、外表面および前記外表面に対向して面する内表面を有するとともに、軸線方向に細長い内部キャビティを規定する周壁と、
前記燃料/空気ノズルの前記内部キャビティ内に配置され、中心軸線を規定する中空の軸線方向に細長い中心体であって、上流側端部と、前記上流側端部の軸線方向反対側に配置される下流側端部とを規定する中心体壁によって規定され、前記中心体壁が、外表面および前記外表面に対向して面する内表面によって規定され、前記中心体壁の前記内表面が、前記中心体の前記中心軸線を中心にして同心で配置される軸線方向に細長い内部流路を規定する、中心体と、
前記中心体の前記内部流路を通って軸線方向に延在する細長い中空の燃料供給路であって、前記中心体の前記上流側端部に配置され、燃料源に接続するように構成された上流側端部を有し、前記中心体の前記下流側端部に配置される下流側端部を有する燃料供給路と、
前記中心体の前記外表面と前記周壁の前記内表面との間の環状空間によって規定される一次空気フローチャネルと、
前記中心体の前記下流側端部に接続される上流側端部を有する予混合パイロットノズルであって、前記予混合パイロットノズルの前記上流側端部の軸線方向反対側に配置される下流側端部を有する予混合パイロットノズルとを備え、
前記予混合パイロットノズルが、複数の軸線方向に細長い中空の予混合導管をさらに規定し、前記予混合導管がそれぞれ、前記中心体の前記下流側端部付近に配置されるとともに、前記中心体の前記内部流路と流体連通している入口開口部を規定する上流側端部を有し、前記予混合導管がそれぞれ、前記燃料供給路の前記下流側端部と流体連通して接続される少なくとも1つの燃料穴を規定し、前記予混合導管がそれぞれ、前記中空の予混合導管から流体を放出できるようにする出口開口部を規定する下流側端部を有し、前記予混合導管の前記上流側端部が少なくともそれぞれ、前記予混合導管それぞれの前記入口開口部に入る前記流体フローが前記中心体の前記中心軸線に平行に導かれるように構成され配置される中心軸線を規定し、
さらに、前記予混合導管から半径方向外向きに配置される環状チャネルであって、前記中心体の前記内部流路と流体連通して構成される環状チャネルを備える、ガスタービンエンジンの燃料/空気ノズル。 - 少なくとも1つの予混合導管の前記上流側端部が、少なくとも1つの予混合導管の前記下流側端部の前記中心軸線に平行でない中心軸線を規定する、請求項20記載の燃料/空気ノズル。
- 前記環状チャネルがその下流側端部で複数の空気ジェットを規定する、請求項20記載の燃料/空気ノズル。
- 前記空気ジェットの少なくとも1つが、前記予混合導管の少なくとも1つの前記出口開口部の1つの付近に配置されるとともに、前記中心体の前記中心軸線と鋭角を形成する中心軸線を有する、請求項22記載の燃料/空気ノズル。
- 前記空気ジェットの少なくとも1つの前記中心軸線が、前記空気ジェットを出る空気フローを前記中心体の前記中心軸線から離れる方向に導く、請求項23記載の燃料/空気ノズル。
- 前記環状チャネルが、前記空気ジェットに向かって下流方向に進むにしたがって先細になるように構成される、請求項20記載の燃料/空気ノズル。
- ヘッド側端部と、
前記ヘッド側端部に支持される少なくとも1つの燃料/空気ノズルとを備える、ガスタービンエンジンの燃焼器において、前記燃料/空気ノズルがそれぞれさらに、
前記燃料/空気ノズルの外側エンベロープを規定する軸線方向に細長い周壁であって、外表面および前記外表面に対向して面する内表面を有するとともに、軸線方向に細長い内部キャビティを規定する周壁と、
前記燃料/空気ノズルの前記内部キャビティ内に配置され、中心軸線を規定する中空の軸線方向に細長い中心体であって、上流側端部および前記上流側端部の軸線方向反対側に配置される下流側端部を規定する中心体壁によって規定され、前記中心体壁が、外表面および前記外表面に対向して面する内表面によって規定され、前記中心体壁の前記内表面が、前記中心体の前記中心軸線を中心にして同心で配置される軸線方向に細長い内部流路を規定する、中心体と、
前記中心体の前記内部流路を通って軸線方向に延在する細長い中空の燃料供給路であって、前記中心体の前記上流側端部に配置され、燃料源に接続するように構成された上流側端部を有し、前記中心体の前記下流側端部に配置される下流側端部を有する燃料供給路と、
前記中心体の前記外表面と前記周壁の前記内表面との間の環状空間によって規定される一次空気フローチャネルと、
前記中心体の前記下流側端部に接続される上流側端部を有する予混合パイロットノズルであって、前記予混合パイロットノズルの前記上流側端部の軸線方向反対側に配置される下流側端部を有する予混合パイロットノズルとを備え、
前記予混合パイロットノズルが、複数の軸線方向に細長い中空の予混合導管をさらに規定し、前記予混合導管がそれぞれ、前記中心体の前記下流側端部付近に配置されるとともに、前記中心体の前記内部流路と流体連通している入口開口部を規定する上流側端部を有し、前記予混合導管がそれぞれ、前記燃料供給路の前記下流側端部と流体連通して接続され、前記予混合導管がそれぞれ、前記中空の予混合導管から流体を放出できるようにする出口開口部を規定する下流側端部を有し、前記予混合導管それぞれの前記下流側端部がそれぞれ、前記出口開口部から放出される前記流体のフローが前記予混合導管それぞれの前記中心軸線に平行に導かれるように構成され配置される中心軸線を規定し、
さらに、前記予混合導管から半径方向外向きに配置される環状チャネルであって、前記中心体の前記内部流路と流体連通して構成される環状チャネルを備える、ガスタービンエンジンの燃焼器。 - 前記環状チャネルがその下流側端部で複数の空気ジェットを規定する、請求項26記載の燃焼器。
- 前記空気ジェットの少なくとも1つが、前記予混合導管の少なくとも1つの前記出口開口部の1つの付近に配置されるとともに、前記中心体の前記中心軸線と鋭角を形成する中心軸線を有する、請求項27記載の燃焼器。
- 前記空気ジェットの少なくとも1つの前記中心軸線が、前記空気ジェットを出る空気フローを前記中心体の前記中心軸線から離れる方向に導く、請求項28記載の燃焼器。
- 前記環状チャネルが、前記空気ジェットに向かって下流方向に進むにしたがって先細になるように構成される、請求項26記載の燃焼器。
- ガスタービンエンジンの燃料/空気ノズルの操作方法であって、前記燃料/空気ノズルが、周壁と、前記周壁内に配置されるとともに中心軸線を規定する中空の中心体と、前記中心体の前記上流側端部の外部から、かつ前記周壁に向かって半径方向に延在するスウォズルと、前記中心体の前記下流側端部にある、出口開口部を有する複数の予混合導管を含む予混合パイロットノズルとによって規定される、操作方法において、
一次空気フローを前記スウォズルよりも下流側に送達して、前記一次空気フローの渦流を成すステップと、
一次燃料フローを前記スウォズルに通して送達して、前記スウォズルの下流側の渦流を成している前記一次空気フローと混合するステップと、
パイロット燃料フローを中空の燃料供給路に通して前記予混合パイロットノズルに送達するステップと、
二次空気フローを前記中心体を通して前記予混合パイロットノズルまで下流側に送達するステップと、
混合気を前記予混合パイロットノズルの前記下流側端部から放出する複数の軸線方向に細長い中空の予混合導管内で、前記パイロット燃料を前記二次空気フローと混合するステップと、
前記予混合パイロットノズルの前記予混合導管から半径方向外向きに配置される環状チャネルに、前記二次空気フローの一部を分流するステップと、
前記予混合パイロットノズルの前記予混合導管の前記出口開口部から前記混合気を噴出するステップとを含む、方法。 - 前記中心体の前記中心軸線に平行な方向で、前記予混合パイロットノズルの前記予混合導管から前記混合気を噴出するステップをさらに含む、請求項31記載の方法。
- 前記中心体の前記中心軸線から半径方向に離れる方向で、前記予混合パイロットノズルの前記予混合導管から前記混合気を噴出するステップをさらに含む、請求項31記載の方法。
- 前記環状チャネルから噴出する空気の前記圧力が、前記環状チャネルに入る前記空気の前記圧力を上回る、請求項31記載の方法。
- 前記環状チャネルが下流方向に進むにしたがって先細になる、請求項31記載の方法。
- 前記予混合導管の前記出口開口部から離れる方向で、前記予混合パイロットノズルの前記環状チャネルから空気を噴出するステップをさらに含む、請求項31記載の方法。
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