(57)【要約】【課題】ガスタービンエンジン内における保炎を強化するための燃料ノズルを提供する。【解決手段】本燃料ノズルは、スワーラアセンブリを含み、スワーラアセンブリは、シュラウドと、ハブと、シュラウドとハブの間に延在する複数の翼とを含む。各翼は、正圧側壁と、正圧側壁に対して前縁及び後縁において結合された対向する負圧側壁とを含む。１以上の負圧側面燃料噴射オリフィスが、前縁に隣接して形成されかつ第１の燃料供給通路から負圧側壁まで延在する。燃料噴射角度が、負圧側壁に対して配向される。負圧側面燃料噴射オリフィスは、負圧側壁から外向きに燃料を吐出するように構成される。１以上の正圧側面燃料噴射オリフィスが、第２の燃料供給通路から正圧側壁まで延びかつ後縁に略平行になっている。正圧側面燃料噴射オリフィスは、後縁から接線方向に燃料を吐出するように構成される。【選択図】      図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃料ノズル（２２２）であって、
シュラウド（４０２）とハブ（４０６）とを備えるスワーラアセンブリ（３０２）と、  シュラウドとハブの間に延在する複数の翼にして、各々が正圧側壁（４１２）と前縁（４１４）及び軸方向に離隔した後縁（４１６）で正圧側壁（４１２）とつながる対向する負圧側壁（４１０）を含む複数の翼と、
前縁の近くに形成された１以上の負圧側燃料噴射オリフィス（５００）にして、第１の燃料供給通路（４２４）から負圧側壁まで延在しているとともに負圧側壁に対して燃料噴射角度（５０４）で配向しており、負圧側壁から外向きに燃料を吐出するように構成された１以上の負圧側面燃料噴射オリフィス（５００）と、
第１の燃料供給通路及び第２の燃料供給通路（４２６）の少なくとも１つから正圧側壁まで延在する正圧側燃料噴射オリフィス（５０２）にして、後縁に略平行に延在して後縁の略接線方向に燃料を吐出するように構成された１以上の正圧側面燃料噴射オリフィス（５０２）と
を備える燃料ノズル（２２２）。
【請求項２】
１以上の負圧側面燃料噴射オリフィス（５００）が、負圧側壁（４１０）に形成された細長いスロットを含む、請求項１記載の燃料ノズル（２２２）。
【請求項３】
前記細長いスロットが１以上の成形縁部で画成される、請求項２記載の燃料ノズル（２２２）。
【請求項４】
前記燃料噴射角度（５０４）が約３０度〜約９０度である、請求項１記載の燃料ノズル（２２２）。
【請求項５】
１以上の正圧側面燃料噴射オリフィス（５０２）が燃料入口端部（３１０，５０８）と対向する燃料吐出端部（５１０）とを含み、燃料入口端部が略円形であり、燃料吐出端部が楕円形である、請求項１記載の燃料ノズル（２２２）。
【請求項６】
前記燃料入口端部が１以上の成形縁部を含む、請求項５記載の燃料ノズル（２２２）。
【請求項７】
１以上の負圧側面燃料噴射オリフィス（５００）が第１の燃料供給通路（４２４）と流体接続し、１以上の正圧側面燃料噴射オリフィス（５００）が第２の燃料供給通路（４２６）と流体接続している、請求項１記載の燃料ノズル（２２２）。
【請求項８】
１以上の負圧側面燃料噴射オリフィス（５００）が燃料コラム貫通高さ及び保炎速度を減少させるのを促進し、１以上の正圧側面燃料噴射オリフィス（５０２）が、ジェット横流を排除するのを促進する、請求項１記載の燃料ノズル（２２２）。
【請求項９】
傾斜ジェット横流を伴う１以上の負圧側面燃料噴射オリフィス（５００）及び接線方向ジェット共流を伴う１以上の正圧側面燃料噴射オリフィス（５０２）が、燃料流れ再循環を排除するのを促進する、請求項１記載の燃料ノズル（２２２）。
【請求項１０】
ガスタービンエンジンアセンブリ（１００）であって、当該ガスタービンアセンブリ（１００）が、
圧縮機（１０２）と、
圧縮機と流体連通した燃焼器（１０４）にして、１以上の燃料ノズルアセンブリ（２２２）を備える燃焼器（１０４）と
を備えており、上記燃料ノズルアセンブリ（２２２）が、
シュラウド（４０２）とハブ（４０６）とを備えるスワーラアセンブリ（３０２）と、
シュラウドとハブの間に延在する複数の翼にして、各々が正圧側壁（４１２）と前縁（４１４）及び軸方向に離隔した後縁（４１６）で正圧側壁とつながる負圧側壁（４１０）を含む複数の翼と、
前縁の近くに形成された１以上の負圧側燃料噴射オリフィス（５００）にして、第１の燃料供給通路（４２４）から負圧側壁まで延在しているとともに負圧側壁に対して燃料噴射角度（５０４）で配向しており、負圧側壁から燃料を吐出するように構成された１以上の負圧側面燃料噴射オリフィス（５００）と、
第１の燃料供給通路及び第２の燃料供給通路（４２６）の少なくとも１つから正圧側壁まで延在する正圧側燃料噴射オリフィス（５０２）にして、後縁に略平行に延在して後縁から接線方向に燃料を吐出するように構成された１以上の正圧側面燃料噴射オリフィス（５０２）と
を備えている、ガスタービンエンジンアセンブリ（１００）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、タービン運転時における保炎を強化するための方法及びシステムに関する。
【背景技術】
【０００２】
少なくとも幾つかのガスタービンエンジンは、燃焼器内で燃料−空気混合気を燃焼させて燃焼ガス流を発生させ、燃焼ガス流を高温ガス通路を介して下流のタービンに送る。加圧空気が、圧縮機から燃焼器に送られる。燃焼器アセンブリは一般に、燃焼器に形成された燃焼ゾーンへの燃料及び空気の送給を促進する燃料ノズルを有する。タービンは、燃焼ガス流の熱エネルギーを機械的エネルギーに変換し、この機械的エネルギーにより、タービンシャフトを回転させる。タービンの出力は、例えば発電機又はポンプなどの機械を駆動するために使用することができる。
【０００３】
少なくとも幾つかの公知の燃料ノズルは、スワーラアセンブリ及びスワーラアセンブリに結合された複数の翼を含む。そのようなノズルの幾つかにおける製作時に、燃料ノズルアセンブリにカバーを結合して、翼をカバーで概ね囲繞する。従って、カバーの内部表面及びスワーラアセンブリの外部表面は、燃料ノズルを通して流体を送る流路を形成する。
【０００４】
運転時に、燃料は一般に、スワーラアセンブリの内部に形成された複数の通路及び各翼の１以上の側面に形成された複数の開口部を通して送られる。公知の翼はまた、スワーラアセンブリ通路を通して送られる燃料が、その中に吐出されるように形成された翼空洞を含むことができる。さらに、そのような翼の各々は、翼の側壁を貫通して延びかつ翼の側壁の表面に対して略垂直である一般に燃料噴射孔と呼ばれる複数の開口部を含み、これら燃料噴射孔は、翼空洞内に送られた燃料を翼空洞から側壁噴射孔を通して送って、ノズルを通って流れている空気流と混合することを可能にする。
【０００５】
さらに、少なくとも幾つかの公知のスワーラアセンブリの設計では、反応性の高い燃料を使用した場合には、翼の火炎保持（保炎）が異なったものになる可能性がある。保炎を改善する公知の方法には、燃料噴射孔の位置、個数及び／又は寸法を変更することが含まれる。しかしながら、公知の方法を使用することは、合成ガス又は高水素燃料のような反応性の高い燃料の場合に燃料ノズルの保炎マージンを所望の許容可能限界値以下に低下させる可能性がある。保炎の性能不良により、関連するタービンエンジンの局所的最大作動温度を超過しかつ／又は燃料ノズルを損傷させる高温スポット又は高温ストリークを発生させる可能性がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許第７０９３４４５号明細書
【特許文献２】米国特許第６９９３９１６号明細書
【特許文献３】米国特許第６２８６３００号明細書
【特許文献４】米国特許第６８３２４８１号明細書
【特許文献５】米国特許第６６９８２０７号明細書
【特許文献６】米国特許第４８５４１２７号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
そのような公知の方法では、燃料ノズル性能において幾つかの改善を行ってきたが、燃料ノズル性能を向上させかつ保炎特性を強化する要望が依然として存在している。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
１つの態様では、燃料ノズルを製作する方法を提供する。本方法は、シュラウドと、ハブと、シュラウドとハブの間に延在する複数の翼であってその各々が正圧側壁と前縁及び軸方向に離隔した後縁で正圧側壁とつながる負圧側壁とを有する複数の翼とを含むスワーラアセンブリを製作するステップを含む。本方法はさらに、前縁の近くに形成された１以上の負圧側面燃料噴射オリフィスにして、第１の燃料供給通路から負圧側壁まで延在しているとともに負圧側壁に対して燃料噴射角度で配向した１以上の負圧側面燃料噴射オリフィスを形成するステップを含む。本方法はまた、第１の燃料供給通路及び第２の燃料供給通路の少なくとも１つから正圧側壁まで延在する正圧側燃料噴射オリフィスにして、後縁に略平行に延在して後縁に対して接線方向である方向に燃料を吐出するように構成された１以上の正圧側面燃料噴射オリフィスを形成するステップを含む。
【０００９】
別の態様では、燃料ノズルアセンブリを提供する。本燃料ノズルアセンブリは、シュラウド及びハブを有するスワーラアセンブリを含む。シュラウドとハブの間に複数の翼が延在する。各翼は、正圧側壁と前縁及び軸方向に離隔した後縁で正圧側壁とつながる負圧側壁とを有する。１以上の負圧側面燃料噴射オリフィスが、前縁の近くに形成され、第１の燃料供給通路から負圧側壁まで延在して、負圧側壁に対して所定の燃料噴射角度をなす。１以上の負圧側面燃料噴射オリフィスは、負圧側壁から外向きに燃料を吐出するように構成される。燃料ノズルはまた、第１の燃料供給通路及び第２の燃料供給通路の少なくとも１つから正圧側壁まで延在する１以上の正圧側面燃料噴射オリフィスを含む。１以上の正圧側面燃料噴射オリフィスは、後縁に略平行でありかつ後縁から接線方向に燃料を吐出するように構成される。
【００１０】
さらに別の態様では、ガスタービンエンジンを提供する。本エンジンは、圧縮機と、圧縮機と流体連通して結合した燃焼器とを含む。燃焼器はさらに、１以上の燃料ノズルアセンブリを含む。燃料ノズルアセンブリは、スワーラアセンブリを含み、スワーラアセンブリはさらに、シュラウドと、ハブと、シュラウドとハブの間に延在する複数の翼とを含む。各翼は、正圧側壁並びに正圧側壁に対して前縁及び軸方向に離隔した後縁において結合された負圧側壁を含む。各翼はさらに、前縁の近くに形成された１以上の負圧側面燃料噴射オリフィスにして、第１の燃料供給通路から負圧側壁まで延在する１以上の負圧側面燃料噴射オリフィスを含む。燃料噴射角度が、負圧側壁に対して形成され、１以上の負圧側面燃料噴射オリフィスは、負圧側壁から燃料を吐出するように構成される。各翼はまた、第１の燃料供給通路及び第２の燃料供給通路の少なくとも１つから正圧側壁まで延在する正圧側燃料噴射オリフィスであって、後縁に略平行に延在して後縁から接線方向に燃料を吐出するように構成された１以上の正圧側面燃料噴射オリフィスを含む。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】例示的なガスタービンエンジンの概略図。
【図２】図１に示すガスタービンエンジンで使用することができる例示的な燃焼器の概略断面図。
【図３】図２に示す燃焼器で使用することができる例示的な燃料ノズルアセンブリの断面斜視図。
【図４】図３に示す燃料ノズルアセンブリの一部分の拡大断面斜視図。
【図５】図３及び図４に示す燃料ノズルアセンブリで使用することができる例示的なスワーラ翼アセンブリの一部分の拡大断面斜視図。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
図１は、例示的なガスタービンエンジン１００の概略図である。エンジン１００は、圧縮機１０２と、複数の円周方向に離隔して配置された燃焼器１０４とを含む。エンジン１００はまた、タービン１０８及び共通の圧縮機／タービンシャフト１１０（ロータ１１０ともいう。）を含む。
【００１３】
運転中に、空気が圧縮機１０２を通って流れて、加圧空気が燃焼器１０４に供給される。燃料が燃焼器１０４内部の燃焼領域に送られ、燃焼領域で燃料は空気と混合されて点火燃焼される。燃焼ガスが発生してタービン１０８に送られ、タービン１０８で、ガス流の熱エネルギーが機械的回転エネルギーに変換される。タービン１０８は、シャフト１１０に回転可能に結合されかつシャフト１１０を駆動する。また、本明細書で使用する場合の「流体」という用語は、特に限定されないがガス及び空気を含む、流動するあらゆる媒体又は材料を含むことを理解されたい。
【００１４】
図２は、燃焼器アセンブリ１０４の概略断面図である。燃焼器アセンブリ１０４は、タービンアセンブリ１０８及び圧縮機アセンブリ１０２と流体連通して結合する。この例示的な実施形態では、圧縮機アセンブリ１０２は、互いに流体連通して結合したディフューザ１１２及び圧縮機吐出プレナム１１４を含む。
【００１５】
１つの例示的な実施形態では、燃焼器アセンブリ１０４は、複数の燃料ノズル２２２に対して構造的支持を与えるエンドカバー２２０を含む。この例示的な実施形態では、ノズルアセンブリ２２２は、タービンハウジング（図示せず）の周りで環状アレイの形態で配向される。エンドカバー２２０は、保持ハードウェア（図２には図示せず）を用いて燃焼器ケーシング２２４に結合される。燃焼器ライナ２２６が、ケーシング２２４の内部に配置されかつケーシング２２４に結合されて、ライナ２２６が燃焼チャンバ２２８を形成する。燃焼器ケーシング２２４と燃焼器ライナ２２６との間に環状の燃焼チャンバ冷却通路２２９が延在する。
【００１６】
トランジションピース２３０が、燃焼器チャンバ２２８に結合されて、チャンバ２２８内で発生した燃焼ガスを下流方向にタービンノズル２３２に向けて送る。１つの例示的な実施形態では、トランジションピース２３０は、外壁２３６に形成された複数の開口部２３４を含む。トランジションピース２３０はまた、内壁２４０と外壁２３６との間に形成された環状通路２３８を含む。内壁２４０は案内空洞２４２を形成する。
【００１７】
運転中に、タービンアセンブリ１０８は、シャフト１１０（図１に示す）を介して圧縮機アセンブリ１０２を駆動する。圧縮機アセンブリ１０２が回転すると、関連する矢印が示すように、加圧空気がディフューザ１１２内に吐出される。１つの例示的な実施形態では、圧縮機アセンブリ１０２から吐出される空気の大部分は、圧縮機吐出プレナム１１４を通って燃焼器アセンブリ１０４に向けて送られ、また加圧空気のより少量の部分は、エンジン１００の構成部品を冷却するのに使用するために送ることができる。より具体的には、プレナム１１４内部の高圧加圧空気は、外壁開口部２３４を介してトランジションピース２３０内にかつ通路２３８内に送られる。空気は次に、トランジションピース環状通路２３８から燃焼チャンバ冷却通路２２９内に送られる。空気は、通路２２９から吐出されかつ燃料ノズル２２２内に送られる。
【００１８】
燃料及び空気は、燃焼チャンバ２２８内で混合されかつ点火燃焼される。ケーシング２２４は、例えば周囲のタービン構成部品のような外部環境から燃焼チャンバ２２８を隔離するのを促進する。発生した燃焼ガスは、チャンバ２２８からトランジションピース案内空洞２４２を通してタービンノズル２３２に向けて送られる。１つの例示的な実施形態では、燃料ノズルアセンブリ２２２は、燃料ノズルフランジ２４４によりエンドカバー２２０に結合される。
【００１９】
図３は、燃料ノズルアセンブリ２２２の断面図である。燃料ノズルアセンブリ２２２は、吸気流調整装置（ＩＦＣ）３００、燃料噴射装置を備えたスワーラアセンブリ３０２、環状の燃料流体混合通路３０４、及び中央拡散火炎燃料ノズルアセンブリ３０６を含む。燃料ノズルアセンブリ２２２はまた、入口端部３１０及び通路の右側に位置する吐出端部３１４を含む。外側ノズル壁３０８は、ノズルアセンブリ２２２を囲む。通路の吐出端部３１４は、ノズルアセンブリ２２２を囲むのではなく、むしろ燃焼器反応ゾーン３１４内に燃料供給する。燃料ノズルアセンブリ２２２は、円筒壁３１８によって形成された環状流れ通路３１６を含む。壁３１８は、通路３１６の内径３２０を形成し、また有孔円筒形外壁３２２は外径３２４を形成する。この例示的な実施形態では、有孔エンドカバー３２６は、燃料ノズルアセンブリ２２２の上流端部に結合される。この例示的な実施形態では、流れ通路３１６は、流れ通路上に配置された１以上の環状案内翼３２８を含む。さらに、この例示的な実施形態では、ノズルアセンブリ２２２は、燃焼に先立ってその中で燃料及び加圧流体を混合する予混合ガス燃料回路を形成することを理解されたい。
【００２０】
図４は、燃料ノズルアセンブリ２２２の一部分の拡大断面斜視図である。図５は、例示的な旋回又はスワーラ翼４００の一部分の拡大断面斜視図である。この例示的な実施形態では、燃料ノズルアセンブリ２２２は、スワーラアセンブリ３０２を含む。スワーラアセンブリ３０２は、その各々が半径方向外側シュラウド４０２の外表面４０４と半径方向内側ハブの外表面４０８との間で延在する複数の旋回翼４００を含む。各翼４００は、負圧側壁４１０及び正圧側壁４１２を含む。
【００２１】
負圧側壁４１０は、凸面形でありかつ翼４００の負圧側面を形成し、また正圧側壁４１２は、凹面形でありかつ翼４００の正圧側面を形成する。側壁４１０及び４１２は、翼４００の前縁４１４及び軸方向に離隔した後縁４１６でつながる。負圧及び正圧側壁４１０及び４１２はそれぞれ、半径方向内側ハブ４０６と半径方向外側シュラウド４０２との間で長手方向に延在する。各翼４００はまた、内側ハブ４０６に隣接して形成された翼根元４１８と、外側シュラウド４０２の内表面４２２に隣接して形成された翼先端４２０を含む。
【００２２】
旋回翼４００は、スワーラアセンブリ３０２を通って流れる加圧流体に対してスワールを与えることを理解されたい。さらに、旋回翼４００は各々、その各々が各翼４００のコア（図示せず）に形成された第１の燃料供給通路４２４及び第２の燃料供給通路４２６を含む。この例示的な実施形態では、各翼負圧側壁４１０は、負圧側壁４１０に形成された複数の燃料噴射オリフィス５００を含み、また各翼正圧側壁４１２は、正圧側壁４１２に形成された複数の燃料噴射オリフィス５０２を含む。第１の燃料供給通路４２４は、燃料噴射オリフィス５００と流体連通して配置され、また第２の燃料供給通路４２６は、燃料噴射オリフィス５０２と流体連通して配置される。別の実施形態では、単一の燃料供給通路が両オリフィス５００及び５０２の組に燃料供給することができる。
【００２３】
運転時に、第１の燃料供給通路４２４及び第２の燃料供給通路４２６は、それぞれオリフィス５００及び５０２に対して燃料を分配する。燃料は、燃料入口ポート３３０（図３に示す）並びに第１及び第２の環状予混合ガス燃料通路３３２及び３３４（図３に示す）を通ってスワーラアセンブリ３０２に流入する。燃料通路３３２及び３３４は、それぞれ燃料供給通路４２４及び燃料供給通路４２６に対して燃料を供給する。燃料は、スワーラアセンブリ３０２内で加圧空気と混合し、この燃料／空気混合は、環状予混合通路３０４内で完了する（図３に示す）。通路３０４は、燃料ノズルハブ延長部３３６（図３に示す）及び燃料ノズルシュラウド延長部３３８（図３に示す）によって形成される。燃焼用として使用する加圧流体の大部分は、ＩＦＣ３００を介して燃料ノズルアセンブリ２２２に流入しかつＩＦＣ３００から吐出された後にスワーラアセンブリ３０２を通して送られる。環状予混合通路３０４から流出した後に、燃料／空気混合気は、その中で混合気が点火燃焼される燃焼器反応ゾーン３１４に流入する。運転時に、加圧流体は、エンドカバー３２６及び円筒形外壁３１８内の多孔を介してＩＦＣ３００に流入する。
【００２４】
この例示的な実施形態では、旋回翼４００には、前縁４１４に隣接しているか又はそれに代えて翼４００の平坦領域に沿っている複数の負圧側面燃料噴射オリフィス５００が形成される。燃料噴射オリフィス５００は、第１の燃料供給通路４２４から延在すると共に負圧側壁４１０を貫通して延び、かつ最適性能要件に基づいて負圧側壁４１０の表面プロフィールに対して所望の噴射角度範囲のいずれかとなるようになっている。例えば、１つの実施形態では、燃料噴射オリフィス５００は、約３０度の噴射角度５０４で配向される。この例示的な実施形態では、負圧側面燃料噴射オリフィス５００は、細長いスロットのような形状にされる。それに代えて、本明細書に説明するようなそれを通しての流体流れ特性を促進するあらゆる形状を使用することができる。さらに、この例示的な実施形態では、燃料噴射オリフィス５００には、それを通しての流体流れ特性を促進する成形縁部（図５には図示せず）が形成される。成形縁部は、面取りする、斜角を付ける、丸味を付ける及び／又はそのような形状部のあらゆる組合せとすることができる。しかしながら、その他の低噴射角度及び／又はその他のオリフィス形状を使用して、必要に応じ燃料流れ特性を変更することができることを当業者には評価しかつ理解されたい。
【００２５】
低噴射角度５０４により、各燃料噴射部位５０６の後方での伴流の減少を促進し、また保炎特性が改善されるように燃料コラム貫通高さ及び保炎速度の減少も促進する。さらに、負圧側面燃料噴射オリフィス５００を介しての燃料噴射により、横流加圧流体速度が早い各燃料噴射位置での表面燃料流れ再循環を減少させることを実質的に促進する。高噴射角度５０４は、燃料及び空気の混合を高めることになるが、燃料ジェットの後方における流れ剥離を増大させることになる。
【００２６】
旋回翼４００には、複数の正圧側面燃料噴射オリフィス５０２が形成される。噴射オリフィス５０２は、各オリフィス５０２が第２の燃料供給通路４２６又は必要に応じて共通燃料通路から延在すると共に後縁４１６に隣接して正圧側壁４１２の一部分を貫通して延在するように形成される。正圧側面燃料噴射オリフィス５０２は、翼後縁４１６に略平行である。各燃料噴射オリフィス５０２は、燃料入口端部５０８及び燃料吐出端部５１０を含む。燃料入口端部５０８は、第２の燃料供給通路４２６又は共通燃料通路の内部に設置され、かつこの例示的な実施形態では、略円形である。燃料吐出端部５１０は、後縁４１６に対して略接線方向に燃料を吐出する。さらに、この例示的な実施形態では、燃料吐出端部５１０は、正圧側壁４１２の外表面に対して略楕円形である。燃料入口端部５０８及び燃料吐出端部５１０は各々、それを通しての所望の流体流れ特性を促進する成形縁部（図５には図示せず）を含むことができる。そのような成形縁部は、面取りする、斜角を付ける、丸味を付ける及び／又はそのような形状部のあらゆる組合せとすることができる。
【００２７】
この例示的な実施形態では、正圧側面燃料噴射オリフィス５０２は、各燃料入口端部５０８の直径の２倍よりも大きいオリフィス−オリフィス間の間隔５１２で分離される。燃料噴射オリフィス５０２はまた、燃料入口端部直径５０８の二倍よりも大きいオリフィス−壁間の間隔５１４で分離することもできる。隣接する正圧側面燃料噴射オリフィス５０２を間隔５１２だけ離して及び／又は間隔５１４だけ離して配置することにより、後縁燃料ジェット間の相互作用を減少させ、従って局所的保炎マージンを高めるのを促進する。
【００２８】
燃料噴射オリフィス５０２は、各オリフィス５０２が翼後縁４１６に略平行に配向されて、ジェット横流を減少させるか又は排除するのを促進するように形成される。さらに、正圧側面燃料噴射オリフィス５０２による後縁燃料噴射により、各燃料噴射部位における表面燃料流れ再循環の減少に役立つ。
【００２９】
スワーラアセンブリ３０２、旋回翼４００及び内側ハブ４０６は、特に限定されないが、鋳造法、機械加工法、射出成形法又はそのような方法の組合せのような製造方法により単体構造体として製作することができる。さらに、燃料供給通路４２４及び４２６並びに燃料噴射オリフィス５００及び５０２は、単体構造体の製作の間に形成することができる。それに代えて、供給通路４２４及び４２６並びに／或いは噴射オリフィス５００及び５０２は、１以上の後続の製作ステップで形成することができる。
【００３０】
運転中に、燃料ノズルアセンブリ２２２は、プレナム２３１（図２に示す）を介して冷却通路２２９（図２に示す）から加圧空気を受ける。燃料ノズルアセンブリ２２２は、燃料入口ポート３３０を介して燃料を受ける。燃料は、燃料入口ポート３３０から翼４００に向けて送られる。さらに、燃料ノズル２２２内に送られた空気は燃料と混合され、得られた燃料／空気混合気は、混合気が下流方向に送られかつ燃料ノズルアセンブリ２２２から吐出される時に、旋回翼４００によりスワールを与えられる。
【００３１】
本明細書に説明した本発明により、公知の燃料ノズル構成では実現できない幾つかの利点が得られる。例えば、本明細書に記載した燃料ノズルの１つの利点は、各アセンブリの燃料コラム貫通高さ及び保炎速度が低下し、それにより、保炎特性の改善に資することである。もう１つの利点は、後縁の負圧側面及び正圧側面の両方上において形成した燃料噴射オリフィスにより、表面燃料流れ再循環の減少に役立つことである。本明細書に記載した燃料噴射オリフィス構成の別の例示的な利点は、そのような構成により、バーナ管出口における燃料／空気混合を高め、従って燃焼生成汚染物質の減少に役立つことである。さらに、このようなアセンブリでは、正圧及び負圧側面燃料噴射オリフィスの両方のための別個の燃料供給通路を設けることによって、燃料噴射オリフィス間における不均一な燃料分配の減少に役立つ。加えて、アセンブリの高い反応性燃料保炎マージンのために、他の燃料供給源を使用することができる。
【００３２】
以上、ガスタービンエンジン内における保炎を強化するための方法及びシステムの例示的な実施形態について詳細に説明している。本方法及びシステムは、本明細書に記載した特定の実施形態に限定されるものではなく、むしろ、本システムの構成要素及び／又は本方法のステップは、本明細書に記載したその他の構成要素及び／又はステップから独立してかつ別個に利用することができる。例えば、本方法はまた、その他の燃料システム及び方法と組合せて使用することもでき、また本明細書に記載したような燃料システム及び方法のみで実施することに限定されるものではない。むしろ、この例示的な実施形態は、多くのその他のガスタービンエンジン用途に関連して実行しかつ利用することができる。
【００３３】
本発明の様々な実施形態の特定の要素は、幾つかの図面においては図示しまた他の図面においては図示していないが、それは、単なる都合によるものである。本発明の原理によると、図面のあらゆる要素は、任意のその他の図面の任意の要素と組合せて言及しかつ／又は特許請求することができる。
【００３４】
本明細書は最良の形態を含む実施例を使用して、本発明を開示し、また当業者が、あらゆる装置又はシステムを製作しかつ使用しまたあらゆる組込み方法を実行することを含む本発明の実施を行うことも可能にする。本発明の特許性がある技術的範囲は、特許請求の範囲によって定まり、また当業者が想到するその他の実施例を含むことができる。そのようなその他の実施例は、それらが特許請求の範囲の文言と相違しない構造的要素を有するか又はそれらが特許請求の範囲の文言と本質的でない相違を有する均等な構造的要素を含む場合には、特許請求の範囲の技術的範囲内に属することになることを意図している。
【００３５】
本発明を様々な特定の実施形態に関して説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変更で実施することができることは、当業者には分かるであろう。
【符号の説明】
【００３６】
１００  ガスタービンエンジン
１０２  圧縮機アセンブリ
１０４  燃焼器アセンブリ
１０８  タービンアセンブリ
１１０  ロータ
１１０  圧縮機／タービンシャフト
１１２  ディフューザ
１１４  圧縮機吐出プレナム
２２０  エンドカバー
２２２  燃料ノズル
２２４  ケーシング
２２６  ライナ
２２６  燃焼器ライナ
２２８  燃焼チャンバ
２２９  冷却通路
２３０  トランジションピース
２３１  プレナム
２３２  タービンノズル
２３４  壁開口部
２３６  外壁
２３８  トランジションピース環状通路
２４０  内壁
２４２  トランジションピース案内空洞
２４４  燃料ノズルフランジ
３００  吸気流調整装置（ＩＦＣ）
３０２  スワーラアセンブリ
３０４  通路
３０６  火炎燃料ノズルアセンブリ
３０８  外側ノズル壁
３１０  入口端部
３１４  燃焼器反応ゾーン
３１６  環状流路
３１８  円筒形外壁
３２０  内径
３２２  有孔円筒形外壁
３２４  外径
３２６  端部キャップ
３２８  環状案内翼
３３０  燃料入口ポート
３３２  燃料通路
３３４  燃料通路
３３６  燃料ノズルハブ延長部
３３８  燃料ノズルシュラウド延長部
４００  旋回翼
４０２  半径方向外側シュラウド
４０４  外表面
４０６  半径方向内側ハブ
４０８  外表面
４１０  負圧側壁
４１２  正圧側壁
４１４  前縁
４１６  翼後縁
４１８  翼根元
４２０  翼先端
４２２  内表面
４２４  第１の燃料供給通路
４２６  第２の燃料供給通路
５００  負圧側面燃料噴射オリフィス
５０２  正圧側面燃料噴射オリフィス
５０４  噴射角度
５０６  燃料噴射部位
５０８  燃料入口端部
５１０  燃料吐出端部
５１２  間隔
５１４  間隔
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【外国語明細書】
2010159951000001.pdf