(57)【要約】【課題】【解決手段】ガスタービンエンジンからの放出物を減少させる燃料空気予混合モジュール１００である。１つの形態において、予混合モジュールは、主予混合機モジュール１０４がその周りに配置された中央パイロット予混合機モジュール１０２を有している。燃料−空気の予混合モジュールの部分の各々は、複数の固定のスワラベーンを有する軸方向流入スワラ１０９、１２０を備えている。燃料は、予混合モジュールの中心線に対し鋭角度にて主予混合機内に噴射される。
2005524037.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
混合モジュールにおいて、
第一の燃料ディスペンサと、複数の第一のベーンを有する第一の軸方向流入スワラであって、該第一の燃料ディスペンサの少なくとも一部分の周りに配置された前記第一の軸方向流入スワラとを有するパイロット予混合機と、
第二の燃料ディスペンサと、複数の第二のベーンを有する第二の軸方向流入スワラとを有する主予混合機であって、前記パイロット予混合機の少なくとも一部分の周りに配置された前記主予混合機とを備え、
該主予混合機が１対の流体入口を有し、
該対の流体入口の１つが、前記第二の軸方向スワラの上流側に配置され且つ、流体が前記第二の軸方向スワラ内に進むのを許容し得るように位置決めされ、
前記対の流体入口の他方が、流体が前記第二の軸方向スワラを通って進まずに、前記主混合機内に進むのを許容するように配置され、
前記対の流体入口を通って主混合機に入る流体が出口を通じて排出されるようにした、混合モジュール。
【請求項２】
請求項１のモジュールにおいて、
前記主予混合機及び前記パイロット予混合機が実質的に同心状である、モジュール。
【請求項３】
請求項２のモジュールにおいて、
前記パイロット予混合機が長手方向中心線を備え、
前記パイロット予混合機がパイロット出口を備え、
パイロット予混合機の周りに配置され且つ、パイロット予混合機と主予混合機との間を伸びて前記パイロット出口と前記出口とを分離させる分離機を更に備える、モジュール。
【請求項４】
請求項３のモジュールにおいて、
前記第一の燃料ディスペンサが圧力旋回燃料ノズルであり、
前記第二の燃料ディスペンサが前記第二の軸方向流入スワラの周りに配置され、
前記主予混合機が、複数の隔てられた流体流路を備え、燃料が前記第二の燃料ディスペンサから前記第二の軸方向流入スワラまで進むのを許容するようにした、モジュール。
【請求項５】
請求項４のモジュールにおいて、
前記複数の隔たった流体流路の各々が、隣接する対の前記第二のベーンの間に配置された排出開口部を有し、
前記流体流路の各々が、前記長手方向中心線に対し鋭角度にて傾斜するようにした、モジュール。
【請求項６】
請求項５のモジュールにおいて、
前記鋭角度が約４５°であり且つ前記出口に向けられ、
前記軸方向流入スワラの各々が固定のスワラであり、
前記複数の第一のベーンの各々が直線状翼であり、
前記複数の第二のベーンの各々が直線状翼である、モジュール。
【請求項７】
請求項６のモジュールにおいて、
長手方向中心線に対する第一の軸方向流入スワラの旋回角度は、長手方向中心線に対する第二の軸方向流入スワラの旋回角度以下である、モジュール。
【請求項８】
請求項１のモジュールにおいて、
前記パイロット予混合機及び前記主予混合機が実質的に同心状であり、
前記対の流体入口の各々が環状スロットにより画成され、
前記対の流体入口の前記他方が非旋回型入口を画成し、
前記対の流体入口の前記一方が旋回型入口を画成し、
更に、前記非旋回型入口が前記旋回型入口の流動面積より小さい流動面積を有する、モジュール。
【請求項９】
請求項１のモジュールにおいて、
前記主予混合機は、流体流路が前記対の流体入口と前記出口との間に配置されたハウジングを有し、
前記流体流路が収斂する出口部分を有し、
前記パイロット予混合機がパイロット出口と流体的に連通した通路を有し、
該通路が拡がる出口部分を有する、モジュール。
【請求項１０】
請求項１のモジュールにおいて、
混合モジュールが長手方向中心線を有し、
前記パイロット予混合機及び主予混合機が実質的に同心状であり、
前記パイロット予混合機がパイロット出口を有し、
前記パイロット出口及び出口が実質的に同一の軸方向位置に配置され、
前記パイロット出口と前記出口とを分離させる分離機手段を更に備え、
前記第二の燃料ディスペンサが前記第二の軸方向流入スワラから半径方向外方に配置され、
前記第二の燃料ディスペンサが、周方向に隔てられた複数の開口を有して、燃料が前記第二の燃料ディスペンサから前記第二の流入スワラまで進むのを許容し、前記隔てられた開口の各々が、隣接する対の前記第二のベーンに配置された排出開口部を有し、
前記燃料が、長手方向中心線に対し鋭角度にて排出される、モジュール。
【請求項１１】
請求項１０のモジュールにおいて、
前記対の流体入口の各々が環状スロットにより画成され、
前記対の流体入口の他方が、非旋回型入口を画成し、前記対の流体入口の前記一方が旋回型入口を画成し、
前記非旋回型入口が前記旋回型入口の流動面積よりも小さい流動面積を有し、
前記主予混合機が、流体流路が前記対の流体入口と前記出口との間に配置されたハウジングを有し、
前記流体流路が、収斂する出口部分を有し、
前記パイロット予混合機が、前記パイロット出口と流体的に連通した通路を有し、該通路が拡がる出口部分を有する、モジュール。
【請求項１２】
請求項１１のモジュールにおいて、
前記出口が環状リングであり、
前記パイロット出口が実質的に円形の形状を有し、
前記出口開口部の各々が、燃料を前記第二の軸方向流入スワラ内に排出し得るようにされ、
燃料が前記第二の軸方向流入スワラを通って流れる気体によって実質的に霧化されるようにした、モジュール。
【請求項１３】
気体及び燃料を混合させる装置において、
第一の複数のベーンを有する第一の軸方向流入スワラを含む予混合機であって、長手方向中心線と、燃料を前記第一の軸方向流入スワラ内に排出するのを許容する複数の隔てられた燃料供給通路とを有するハウジングを備え、
前記複数の燃料供給通路が、前記長手方向中心線に対して鋭角度にて傾斜するようにされた、前記予混合機と、
燃料ディスペンサと、第二の複数のベーンを有する第二の軸方向流入スワラであって、前記燃料ディスペンサの少なくとも一部分の周りに配置された前記第二の軸方向流入スワラとを含むパイロット予混合機であって、前記予混合機が該パイロット予混合機の少なくとも一部分の周りに配置された、前記パイロット予混合機とを備える、気体及び燃料を混合させる装置。
【請求項１４】
請求項１３の装置において、
前記予混合機及び前記パイロット予混合機が、前記長手方向中心線の周りで同心状に配置され、
前記隔てられた複数の燃料供給通路が、前記第一の軸方向流入スワラから半径方向外方に配置される、装置。
【請求項１５】
請求項１４の装置において、
前記予混合機が、流体出口から軸方向に隔てられた１対の流体入口を有し、
前記複数の燃料供給通路の各々が、実質的に前記流体出口に向けられる、装置。
【請求項１６】
請求項１５の装置において、
前記鋭角度が前記長手方向中心線に対し約４５°であり、
前記燃料ディスペンサが圧力旋回型霧化燃料ノズルである、装置。
【請求項１７】
請求項１４の装置において、
前記予混合機が予混合機出口を有し、
前記パイロット予混合機がパイロット出口を有し、
前記予混合機出口及び前記パイロット出口が、分離部材によりある半径方向距離だけ分離されて前記予混合機出口及び前記パイロット出口からの流体流れの混合を最小にするようにした、装置。
【請求項１８】
請求項１７の装置において、
前記予混合機が、前記ハウジング内に流体流路を有し、
該流体流路が収斂する出口部分を有する、装置。
【請求項１９】
請求項１６の装置において、
前記予混合機が予混合機出口を有し、
前記パイロット予混合機がパイロット出口を有し、
前記予混合機出口及び前記パイロット出口が、分離手段により半径方向距離だけ分離されて前記予混合機出口及び前記パイロット出口から出る流体流れの混合を最小にし、
前記予混合機が、前記ハウジング内に配置された流体流路を有し、
該流体流路が収斂する出口部分を有する、装置。
【請求項２０】
請求項１９の装置において、
前記第一の複数のベーン及び前記第二の複数のベーンの各々が実質的に平坦であり、
前記予混合機出口及びパイロット出口がほぼ同一の軸方向位置に配置される、装置。
【請求項２１】
気体及び燃料の混合モジュールにおいて、
複数の第一の固定スワラベーンを有する第一の軸方向流入スワラを含む予混合機であって、長手方向中心線と、燃料を前記第一の軸方向流入スワラ内に排出するのを許容するようにケーシング内に形成された複数の隔てられた燃料供給通路とを有するケーシングを備え、
前記予混合機は１対の流体入口を有し、
該対の流体入口の１つが、前記第一の軸方向スワラの上流側に配置され且つ、気体が前記第一の軸方向スワラ内に進むのを許容し、
前記対の流体入口の他方が、気体が前記第一の軸方向スワラを通って進まずに、前記予混合機内に進むのを許容し、
前記対の流体入口を通って主混合機に入る気体が出口を通じて排出されるようにし、
前記複数の燃料供給通路が前記長手方向中心線に対して鋭角度にて傾斜するようにされ且つ、前記出口に向けて向き決めされ、
燃料ディスペンサと、第二の複数の固定のスワラベーンを有する第二の軸方向流入スワラとを含むパイロット予混合機であって、前記第二の軸方向流入スワラが前記燃料ディスペンサの少なくとも一部分の周りに配置され、前記予混合機が該パイロット予混合機の少なくとも一部分の周りに配置された、前記パイロット予混合機を備える、気体及び燃料の混合モジュール。
【請求項２２】
請求項２１のモジュールにおいて、
前記予混合機及び前記パイロット予混合機が前記長手方向中心線の周りで実質的に同心状であり、
パイロット予混合機の周り配置され且つ、前記パイロット予混合機と前記予混合機との間を伸びる部材を更に備え、
前記パイロット予混合機がパイロット出口を備え、
前記部材が、前記パイロット出口と前記出口との間を実質的に伸びる、モジュール。
【請求項２３】
請求項２１のモジュールにおいて、
前記燃料通路の各々が、１対の前記第一の固定のスワラベーンの間に配置された排出開口部を有し、
前記予混合機及び前記パイロット予混合機が前記長手方向中心線の周りで実質的に同心状であり、
前記対の流体入口の各々が環状リングであり、
前記出口が環状リングであり、
前記パイロット予混合機が、円形の形状を有するパイロット出口を備える、モジュール。
【請求項２４】
請求項２１のモジュールにおいて、
前記燃料通路の各々が、燃料を前記第一の軸方向流入スワラ内に排出し得るようにされ、
燃料が、前記第一の軸方向流入スワラを通って流れる気体により実質的に霧化されるようにした、モジュール。
【請求項２５】
請求項２１のモジュールにおいて、
前記パイロット予混合機がパイロット出口を有し、
前記出口及び前記パイロット出口が、前記長手方向中心線に沿って実質的に同一の軸方向位置に配置される、モジュール。
【請求項２６】
請求項２１のモジュールにおいて、
前記予混合機及び前記パイロット予混合機が前記長手方向中心線の周りで実質的に同心状であり、
パイロット予混合機の周り配置され且つ、前記パイロット予混合機と前記予混合機との間を伸びる分離部材を有し、
前記パイロット予混合機が、円形の形状を有するパイロット出口を備え、
前記燃料通路の各々が、１対の第一の固定のスワラベーンのあいだに配置された排出開口部を有し、
前記対の流体入口の各々が、環状リングを備え、
前記出口が環状リングであり、
前記出口及び前記パイロット出口が前記長手方向中心線に沿って実質的に同一の軸方向位置に配置される、モジュール。
【請求項２７】
請求項２６の装置において、
前記第一の軸方向流入スワラが、第一の旋回角度を画成し且つ、前記第二の軸方向流入スワラが第二の旋回角度を画成し、
前記第一の旋回角度が前記第二の旋回角度以上である、装置。
【請求項２８】
請求項２７の装置において、
前記第一の旋回角度が約６２°であり、前記第二の旋回角度が約３０°であり、
前記複数の第一の固定スワラベーンが、等しく隔てられた９つの平坦な部材を画成し、
前記複数の第二の固定スワラベーンが、等しく隔てられた１６の平坦な部材を画成するようにした、装置。
【発明の詳細な説明】
【背景技術】
【０００１】
本発明は、ＮＡＳＡとの米国政府契約第ＮＡＳ３−２７７２５に基づいて為されたものである。
【関連出願の相互参照】
【０００２】
本出願は、参考として引用し本明細書に含めた、２００２年４月２６日付けで出願された、米国仮特許出願第６０，３７５，８９７号の利益を主張するものである。
【技術分野】
【０００３】
本発明は、全体として、ガスタービンエンジン燃焼器、より具体的には、１つの形態において、主予混合モジュールにより取り巻かれたパイロット予混合モジュールを含むガスタービンエンジンの予混合モジュールに関する。
【０００４】
空気汚染放出物は、化石燃料を燃焼するガスタービンエンジンの作動による望ましくない副産物である。化石燃料の燃焼によって発生される主たる空気汚染放出物は、二酸化炭素、水蒸気、窒素酸化物、一酸化炭素、未燃焼炭化水素、硫黄酸化物及び微粒子を含む。上記の放出物の内、二酸化炭素及び水蒸気は、一般に、望ましくないとは考えられない。しかし、空気汚染は、世界中の関心事となり、多くの国では、環境への汚染物の排出に関する厳しい法律を制定している。
【０００５】
ガスタービンエンジンの設計者は、一般に、化石燃料の燃焼の副産物の多くは、設計パラメータ、排気ガスの清浄化及び燃料の質を規制することによって制御できると考えている。窒素酸化物（ＮＯＸ）は、ガスタービンエンジンの設計者にとって特に関心のある汚染物の１つである。ガスタービンエンジンにおいて、窒素の酸化は、燃焼領域内の火炎温度に依存することは周知である。多くのガスタービンエンジンは、主燃料をコンプレッサの空気と多少、予混合させることでリーンな化学量論値を有する反応剤の混合体を形成し、火炎温度を制御し且つ、ＮＯＸの形成を制御している。典型的に、燃焼器内の予混合部分は、火炎面の上流にて可燃性の主燃料混合体を作成し、このため、燃焼器は、火炎が予混合領域に入り又は予混合領域内で着火するのを防止する措置を備えている。予混合領域内での滞在時間及び速度が操作されて、自動着火及びフラッシュバックを減衰させることがしばしばである。この操作の結果、滞在時間は、何倍も制限され、その結果、増加したＮＯＸ放出物との不完全な混合となる。更に、多くのシステムにおいて、燃焼温度は、一酸化炭素（ＣＯ）放出物が増加するのに十分に低い。
【０００６】
従来、ガスタービンエンジン内にて燃焼混合体を形成する改良された装置が必要とされていた。本発明は、上記及びその他の必要性を新規且つ、非自明な仕方にて満足させるものである。
【０００７】
本発明の１つの形態は、第一の燃料ディスペンサ及び複数の第一のベーンを有する第一の軸方向流入スワラ（ｓｗｉｒｌｅｒ）を含み、第一の軸方向流入スワラが第一の燃料ディスペンサの少なくとも一部分の周りに配置された、パイロット予混合機と、第二の燃料ディスペンサ及び複数の第二のベーンを有する第二の軸方向スワラを含む主予混合機であって、パイロット予混合機の少なくとも一部分の周りに配置され且つ、１対の流体入口を有する上記主予混合機と、を備え、対の流体入口の１つが、第二の軸方向スワラの上流に配置され且つ、流体が第二の軸方向スワラ内に進むのを許容するように位置決めされ、対の流体入口の他方が、流体が第二の軸方向スワラを通らずに、主予混合機内に進むのを許容し得るように配置され、対の流体入口を通って主混合機に入る流体が出口から排出されるようにした、混合モジュールとすることを考える。
【０００８】
本発明の別の形態は、第一の複数のベーンを有する第一の軸方向流入スワラを含み、長手方向中心線と、燃料を第一の軸方向流入スワラ内に排出するのを許容し得るようにされた複数の隔たった燃料供給通路とを有する予混合機であって、複数の燃料供給通路が長手方向中心線に対して鋭角な角度にて傾斜するようにした、上記予混合機と、燃料ディスペンサ及び第二の複数のベーンを有する第二の軸方向流入スワラを含み、第二の軸線流入スワラが燃料ディスペンサの少なくとも一部分の周りに配置されたパイロット予混合機とを備え、予混合機がパイロット予混合機の少なくとも一部分の周りに配置される、気体及び燃料を混合させる装置とすることを考える。
【０００９】
本発明の更に別の形態は、複数の第一の固定スワラベーンを有する第一の軸方向流入スワラを含み、長手方向中心線と、燃料を第一の軸方向流入スワラ内に排出することを許容し得るようにハウジング内に形成された複数の隔たった燃料供給通路とを有する予混合機であって、１対の流体入口を有する上記予混合機を備え、対の流体入口の一方が第一の軸方向スワラの上流に配置され且つ、気体が第一の軸方向スワラ内に進むのを許容し、対の流体入口の他方が、気体が第一の軸方向スワラを通って進まずに、予混合機内に進むのを許容し、対の流体入口を通って主予混合機に入る気体が出口から排出され、複数の燃料供給通路が長手方向中心線に対し鋭角度にて傾斜するようにされ且つ、出口に向けられた上記予混合機と、燃料ディスペンサと、複数の第二のスワラベーンを有する第二の軸方向流入スワラとを含み、第二の軸方向流入スワラが燃料ディスペンサの少なくとも一部分の周りに配置されたパイロット予混合機とを備え、予混合機がパイロット予混合機の少なくとも一部分の周りに配置されるようにした、気体及び燃料の混合モジュールとすることを考える。
【００１０】
本発明の１つの目的は、ガスタービンエンジンに対する独創的な予混合モジュールを提供することである。
本発明の関連する目的及び有利な効果は、以下の説明から明らかになるであろう。
【００１１】
本発明の原理の理解を促進するため、図面に示した実施の形態について説明し、その説明のため、特定の語を使用する。しかし、これにより本発明の範囲を何ら限定することを意図するものではなく、図示した装置の変更例及び更なる変更形態及び図示した本発明の原理の更なる適用例は、本発明が関係する技術分野の当業者に通常、案出されるものと考えられる。
【００１２】
図１を参照すると、ガスタービンエンジン１０の概略図が示されている。しかし、本明細書に記載した本発明は、あらゆる型式のガスタービンエンジンに適用可能であり、図１に概略図的に示したガスタービンエンジンに限定することを意図するものではない。ガスタービンエンジン１０は、全体として、作用流体の流路に沿って伸びる長手方向軸線Ｌを有している。ガスタービンエンジン１０は、全体としてターボファンと称される航空機の飛行推進エンジンを製造し得るように一体化された、ファン部分１２と、コンプレッサ部分１４と、燃焼器部分１６と、タービン部分１８を有している。ガスタービンエンジンの別の形態は、ファン部分の無い航空機の飛行推進エンジンを製造し得るように一体化された、コンプレッサ部分と、燃焼器部分と、タービン部分とを有している。
【００１３】
「航空機」という語は総称であり、ヘリコプター、飛行機、ミサイル、無人の宇宙空間装置、大気圏乗物及びその他の実質的に同様の装置を含むことを意味する。また、ガスタービンエンジン構成要素を互いに連結して飛行推進エンジンを製造することのできる多数の方法があることを理解することも重要である。例えば、追加的なコンプレッサ及びタービン段を追加し、中間冷却器がコンプレッサ段の間を接続するようにすることができる。更に、ガスタービンエンジン１０は航空機と共に使用する場合について説明したが、エンジン１０は、例えば、ガス及び油の輸送管、発電及び船舶推進のための圧送装置のような工業的用途にて使用するのにも等しく適していることを理解すべきである。
【００１４】
ファン部分１２は、複数のファン翼を有するファン２０を備えている。気体状流体がファン２０を通り且つ、コンプレッサ部分１４内に供給される。本発明の１つの形態において、気体状流体は空気である。多段コンプレッサ部分１４は、複数のコンプレッサ翼２４が結合されたロータ２２を備えている。該ロータ２２は、ガスタービンエンジン１０内に回転可能に取り付けられた軸Ｓ１に固定されている。複数のコンプレッサベーン２６がコンプレッサ翼２４に隣接して配置されて気体状流体の流れをコンプレッサ部分１４を通じて導く。
【００１５】
コンプレッサ部分１４からの上昇した圧力の流体は、コンプレッサ部分１６内に供給される。本発明の１つの形態において、燃焼器部分１６は、ディフューザ２８と、ディフューザ２８に接続され且つ、燃焼室３２を画成し得るように隔てられた内側及び外側燃焼器ライナー３０ａ、３０ｂとを有している。本発明の１つの形態において、ライナー３０ａ、３０ｂは、環状の燃焼室を画成し得るように半径方向に隔てられている。しかし、本発明にてその他の燃焼室の形態とすることも考えられる。内側燃焼器ライナー３０ａは、内側燃焼ケースの壁部材３４ａ（図２）から隔てられて流体の流路３６ａを画成する。外側燃焼器ライナー３０ｂは、外側燃焼ケース壁部材３４ｂから隔てられて流体の流路３６ｂを画成する。
【００１６】
タービン部分１８は、ロータ４０ａに結合された複数のタービン翼３８ａを有する一方、該ロータ４０ａは、回転力をコンプレッサ部分１４に伝導し得るように駆動軸Ｓ２に固定されている。タービン部分１８は、ロータ４０ｂに結合された複数のタービン翼３８ｂも有する一方、該ロータ４０ｂは、回転力をファン部分１２に伝導し得るように軸Ｓ１に固定されている。複数のタービンベーン４２がタービン翼３８ａ、３８ｂに隣接して配置されて、燃焼器部分１６によって発生された熱い気体状流体の流れをタービン部分１８を通じて導く。
【００１７】
作動時、タービン部分１８は、軸Ｓ１、Ｓ２に回転力を提供する一方、該軸Ｓ１、Ｓ２は、ファン部分１２及びコンプレッサ部分１４をそれぞれ駆動する。例えば、空気のような流体は、矢印Ａの方向に向けてガスタービンエンジン１０に入り、ファン部分１２を通って進み且つ、コンプレッサ部分１４及びバイパス管路４８に供給される。コンプレッサ部分１４から出る上昇した圧力の空気のかなりの部分はディフューザ２８に送られる。ディフューザ２８は、圧縮された空気を調整し且つ、調整された空気の一部分を矢印Ｂの方向に向けて燃焼室３２及び環状の流体通路３６ａ、３６ｂ内に導く。燃焼室３２に入る調整された空気は、複数の予混合モジュール１００（図２）内にて燃料と相互に混合されて、燃焼混合体を提供する。本発明の１つの非限定的な形態において、燃焼器の入口端の周りで等しく隔てられた１２ないし２０の予混合モジュールがある。しかし、本発明にて予混合モジュールその他の数及び間隔とすることが考えられる。燃焼混合体は、燃料室３２内で着火され且つ燃焼して熱い気体状流体流れを発生させる。
【００１８】
熱い気体状流体の流れは、矢印Ｃの方向に向けて燃焼室３２を通って流れる。流体の流れは、燃焼室３２の後端から出て、この燃焼室３２にてタービン部分１８に供給され、ガスタービンエンジン１０を作動させるのに必要なエネルギを取り出す。ガスタービンエンジン１０の全体的な構造及び作用に関する更なる詳細は、当該技術分野の当業者に既知であると考えられ、従って、本発明の原理を完全に理解するためには不要であると考えられる。
【００１９】
図２を参照すると、全体として、ディフューザ２８と、内側及び外側燃焼器ライナー３０ａ、３０ｂと、複数の予混合モジュール１００とから成る燃焼器システム５０を含む非限定的なガスタービンエンジンの一部分の断面図が示されている。燃焼供給システム１０１は、パイロット予混合機モジュール１０２と流体的に連通する状態に配置され、また、燃料供給システム１０３は、主予混合機モジュール１０４と流体的に連通する状態に配置されている。本発明は、燃料をパイロット予混合機モジュール１０２及び主予混合機モジュール１０４に供給する燃料供給システムを組み合わせるか又は分離したままにするものと考える。点火装置１１０は、燃焼室３２内での着火源を提供する。本発明の１つの形態において、燃料は、液体炭化水素燃料であるが、本発明にて気体状燃料を含むその他の燃料とすることが考えられる。更に、本発明について、燃料過程のため空気及び燃料を利用する場合について説明するが、ガスタービン排気ガスのような、空気以外の気体とすることも考えられる。反対の特段の記載がない限り、空気を利用する場合にのみ本発明を限定することを何ら意図するものではない。しかし、読者の理解を助けるため、全体として、空気を利用するものとして本発明を説明する。
【００２０】
図３を参照すると、予混合モジュール１００の拡大した部分断面図が示されている。上述したように、予混合モジュール１００は、パイロット予混合モジュール１０２及び主予混合モジュール１０４を有している。主予混合モジュール１０４は、パイロット予混合モジュール１０２の周りに配置される。主予混合モジュール１００は、長手方向中心線Ｚを有している。本発明の１つの形態において、パイロット予混合モジュール１０２及び主予混合モジュール１０４は同心状であり、主予混合モジュール１０４は、パイロット予混合モジュール１０２から半径方向外方に配置されている。
【００２１】
パイロット予混合モジュール１０２は、燃料ディスペンサ１０５の周りに配置されたスワラ１０６を有する燃料ディスペンサ１０５を備えている。１つの形態における燃料ディスペンサ１０５は、燃料ノズル、より具体的には、圧力旋回燃料ノズルである。圧力旋回燃料ノズルは、燃料を圧力下にて燃料の薄い膜の形態にて旋回室内に噴射することにより、燃料を霧化する。燃料供給管１０８は、燃料供給システム１０１からの燃料流路を提供する。しかし、本発明は、その他の型式の燃料ディスペンサとすることが考えられることを明確に理解すべきである。スワラ１０６は、複数のスワラベーン１０９を有する軸方向流入スワラである。スワラベーン１０９の各々は、前縁と、後縁と、流れ方向及び幅方向に伸びる表面とを有している。スワラベーン１０９は、コンプレッサの排出温度レベルに耐えることのできる合金鋼にて製造されることが好ましい。本発明の１つの形態において、複数のスワラベーン１０９は、固定されており、また、流体の流路の一部分を画成する実質的に直線状の平坦面を有している。しかし、本発明は、その他の表面の幾何学的形態を有するスワラベーンとすることを考える。本発明の１つの形態において、スワラベーン１０９の数は１６であり、これらのスワラベーンは、スワラの円周の周りで等しく隔てられている。しかし、その他の数及び間隔のスワラベーンを有する軸方向流入スワラとすることが考えられる。
【００２２】
スワラベーン１０９は、長手方向中心線Ｚの方向に対して旋回角度を有する。本発明の１つの形態において、旋回角度は、約３０°ないし約３５°の範囲にある。本発明の別の形態において、スワラベーン１０９の旋回角度は、約３０°ないし約３２°の範囲にあり、また、別の形態において、旋回角度は約３０°である。しかし、スワラベーン１０９に対してその他の旋回角度とすることも考えられる。パイロット予混合モジュール１０２は、燃料及び空気の混合体を燃焼室３２内に排出する出口開口１１０を有しており、また、１つの形態において、出口開口は、実質的に円形の形状を有する。本発明の１つの形態において、パイロット予混合モジュール１０２は、収斂する流体流動部分１１１と、その後に続く、拡がる流体流動部分１１２とを有している。本発明の１つの実施の形態は、約４５°の半角度αの収斂する流体流れ部分１１１と、約７５°の半角度βの拡がる流体流れ部分１１２とを有している。しかし、本発明は、特定のシステム設計のパラメータによって必要とされるように、その他の半角度とすることを考える。更に、図３の実施の形態において、パイロット予混合モジュール１０２の流動面積は、予混合モジュール１００の全流動面積の約１０％であり、リーンな火炎のブローアウト設計パラメータと一致する所望の燃空比を提供する。本発明は、パイロット予混合モジュールの流動面積と予混合モジュールの全面積とのその他の比とすることを考える。
【００２３】
パイロット予混合モジュール１０２と主予混合モジュール１０４との間に分離部材１１３が配置されている。分離部材１１３は、パイロット出口開口１１０及び主予混合機の出口開口１１４から出る燃料−空気の流れを分離させ、それぞれの予混合モジュール１０２、１０４からの２つの流れの混合を最小にする。本発明の１つの形態において、冷却空気は、キャビティ１１５内に圧送され、燃焼室３２内で火炎に曝される分離部材１１３の部分を冷却する。本発明は、冷却し又は冷却しない状態にて利用することができる、その他の形状及び寸法を有する分離部材とすることを考える。
【００２４】
主予混合モジュール１０４は、スワラ１１８及び燃料ディスペンサ１１９を有している。スワラ１１８は、複数のスワラベーン１２０を有する軸方向流入スワラであることが好ましい。スワラベーン１２０の各々は、前縁と、後縁と、流れ方向及び幅方向に伸びる表面とを有している。スワラベーン１２０は、コンプレッサの排出温度レベルに耐えることのできる合金鋼にて製造されることが好ましい。本発明の１つの形態において、複数のスワラベーン１２０は固定され、また、流体流路の一部分を画成する実質的に直線状の平坦面を有している。しかし、本発明は、その他の表面幾何学的形態を有するスワラベーンとすることを考える。本発明の１つの形態において、スワラベーン１２０の数は９であり、また、これらのスワラベーンは、スワラの円周の周りで等しく隔てられている。本発明の別の実施の形態において、スワラベーンの数は８であり、また、これらのスワラベーンは、スワラの円周の周りで等しく隔てられている。しかし、その他のスワラベーンの数及び間隔を有する軸方向流入スワラとすることも考えられる。
【００２５】
スワラベーン１２０は、長手方向中心線Ｚの方向に対しある旋回角度を有する。該旋回角度は約５５°ないし約７０°の範囲にあることが好ましい。本発明の１つの形態において、スワラベーン１２０に対する旋回角度は、長手方向中心線に対し約６２°であり、９つのスワラベーンがある。本発明の別の実施の形態において、スワラベーンに対する旋回角度は、長手方向中心線に対し約６０°であり、８つのスワラベーンがある。しかし、スワラベーン１２０に対しその他の旋回角度とすることが考えられる。主予混合モジュール１０４は、燃料及び空気の混合体を燃焼室３２内に排出する主予混合機の出口開口１１４を有している。本発明の１つの形態において、主予混合モジュール１０４は、収斂する流体流動部分１２１を有する内部の流体流路を有している。本発明の１つの実施の形態は約４５°の半角度φを有する内壁側部１２２と、約１０°ないし約１５°の半角度μを有する外壁側部１２３とを備えている。しかし、本発明は、特定のシステムの設計パラメータにより要求されるようにその他の半角度とすることを考える。更に、本発明の１つの形態において、主予混合機の出口開口１１４及びパイロット予混合機の出口開口１１０は実質的に同一の軸方向位置に配置されている。しかし、本発明の１つの代替的な実施の形態は、それぞれの出口開口の軸方向位置の間にてその他の関係とすることを考える。
【００２６】
主予混合モジュール１０４は、１対の流体入口１１６、１１７を有している。対の流体入口の各々は、環状の形状である。流体入口１１６は、軸方向流入スワラ１１８の上流に配置されており且つ、流体が軸方向流入スワラ１１８内に進むのを許容するように配置されている。流体入口１１７は、流体が軸方向流入スワラ１１８を通って進まずに、主予混合機モジュール１０４内に進むのを許容するように配置される。流体は、それぞれの入口を通って進んだ後、内部通路１２５内を流れ且つ、主予混合機の出口開口１１４から排出される。本発明の１つの形態において、主予混合モジュール１０４をパイロット予混合モジュール１０２と結合するため、半径方向に伸びる複数の支持支柱（図示せず）が利用される。本発明の１つの形態は、４つの支持支柱を利用して主予混合モジュール１０４をパイロット予混合モジュール１０２と結合する。しかし、支持支柱のその他の数とし且つ、パイロット予混合モジュール１０２を主予混合モジュールと結合するその他の方法とすることが考えられる。本発明の１つの形態において、流体入口１１６を通って進む空気は、主予混合機モジュール内の空気流の約６５％であり、入口１１７を通って進む空気は主予混合機モジュール内の空気流の約３５％である。しかし、空気の流れ間のその他の比とすることが考えられる。
【００２７】
燃料ディスペンサ１１９は、長手方向中心線Ｚに対し鋭角度に傾斜させた複数の隔たった燃料通路１２６を有している。鋭角度は、主予混合機の開口１１４に向けられる。本発明の１つの形態において、鋭角度は、約４５°であるが、その他の鋭角度とすることも考えられる。隔たった燃料通路１２６は、燃料を軸方向流入スワラ１１８内に導く排出端部１２７を有している。燃料通路１２６から噴射された燃料を軸方向流入スワラ１１８を通って流れる高速度の流体内に曝すことにより、燃料は霧化される。１つの好ましい形態において、燃料通路１２６を通じて噴射される燃料は液体燃料である。
【００２８】
図４を参照すると、１つの代替的な燃料予混合モジュール２００が示されている。該燃料予混合モジュール２００は、燃料予混合モジュール１００と実質的に同様である。顕著な相違点は、パイロット燃料ディスペンサの出口２０１の位置がパイロット出口開口１１０に対してより近く軸方向に配置される点である。燃料ディスペンサ１０５は、出口１１０に対しより近く軸方向に配置されている。読者は、同様の造作部を表わすため同様の造作部番号を使用し、また、説明は繰り返さないことを理解すべきである。
【００２９】
図５を参照すると、等しく隔てられた複数のスワラベーン１２０を含む、軸方向流入スワラ１１８の後方から見た端面図が示されている。図５に示した実施の形態において、複数のスワラベーンが４０°だけ隔てられており、燃料排出通路１２６は、スワラベーン１２０の各々の前縁１３０から角度ψに配置されている。本発明の１つの形態において、角度ψは約２５°である。燃料供給通路１２６から排出された燃料は、複数のスワリングベーン１２０の間に画成された通路内に受け入れられる。空気及び燃料は、複数のスワラベーン１２０の間を進むときに軸方向流入スワラ１１８内にて混合される。本発明は、混合及び混合体という語は反対の特段の記載がない限り、部分的及び（又は）完全な混合を含む広い意味を有するものと考える。
【００３０】
図６を参照すると、パイロット軸方向流入スワラ１０６の端面図が示されている。軸方向流入スワラは、複数のスワラベーン１０９を有している。本発明は、対の軸方向流入スワラ内における流体の旋回方向は、反対方向（例えば、時計回り方向及び反時計回り方向）とするか又は同一方向とすることが可能である実施の形態とすることを考える。本発明の１つの好ましい形態は、パイロット軸方向流入スワラ１０６及び主スワラ１１８の旋回方向が同一方向である。
【００３１】
本発明の予混合モジュールは、高エンジン出力時に低窒素酸化物（ＮＯＸ）の放出量を実現することと、より低エンジン出力及び空転時にリーンブローアウト（フレームアウト）を回避することとの間の矛盾する必要条件を解決することを目的とする。本発明の１つの形態において、主予混合モジュールは、予混合モジュール全体の空気の約９０％を導入し且つ、高出力時に燃料の約９０％を導入する一方、パイロット予混合モジュールは、予混合モジュール全体の空気及び燃料の流れの残り約１０％を導入する。この結合体は、パイロット及び主燃焼領域の双方における反応温度を制限し且つ、ＮＯＸ放出物の形成を最小限にする。空転時、燃料はパイロット予混合モジュールにのみ供給され、これにより、安定的な燃焼及びアイドル時のリーンブローアウト性能に対し満足し得る余裕を支える燃料リッチなパイロット燃焼領域を形成する。パイロット予混合モジュールと主予混合モジュールとが半径方向に分離していることは、取り巻く主モジュールの空気に起因する急冷作用からパイロット炎を遮蔽することになる。
【００３２】
予混合モジュールは、燃料及び空気を主予混合モジュールにて効率的に混合し、これにより、短い混合長さ（３．０４８ｃｍ（１．２インチ）以下）を使用することを可能にする。この設計は、燃料／空気の混合体がモジュール内にて予着火する可能性を解消する。主予混合モジュールの収斂する出口部分は、炎が上流にモジュール本体内に流れ且つ機器を損傷させることを制限する。
【００３３】
主予混合モジュールの１つの実施の形態において、非旋回型流れは、主空気流の約１／３を占め、旋回流は主空気流の約２／３を占める。この組み合わせは、主予混合モジュールの出口にて旋回流を良好に制御し、炎の位置を主予混合機モジュール出口から約２．５４ｃｍ（１インチ）の位置に保ち且つ、燃料／空気の混合体を主予混合モジュールの出口の下流にて炎内に導入する前に、主予混合モジュール内での燃料／空気の混合を促進する。
【００３４】
主予混合モジュール内への燃料の噴射は単純なオリフィスを通じて行われる。本発明の１つの形態において、燃料送り込みオリフィスの数は、主予混合モジュールの軸方向流入スワラ内のスワラベーンの数に等しい。燃料は、モジュールの中心に向けてある角度にて主予混合モジュールの外壁から送り込まれる。スワラベーンの間のきつい圧力勾配のため、液体燃料ジェットは周方向に向けて急速に拡がる。
【００３５】
図７ないし図９を参照すると、国際民間航空機関（ＩＣＡＣＯ）の規則に対してＮＯＸ放出物を５０％削減する目標に合う本発明の能力を実証するために試験した燃焼器の予混合モジュールからの試験データが示してある。図７には、航空機の着陸／離陸出力モードと一致する多岐に亙る状態下にて発生されたＮＯＸレベルが示してある。着陸／離陸サイクルに亙り発生された全ＮＯＸ放出物をＫＮによる離陸エンジンの推進力で割った値は、そのときの従来のエンジンのものよりも著しく小さい。図８には、１９９６年ＩＣＡＣＯレベル以下にＮＯＸ放出物が削減される推定値が示されている。図９は、燃焼効率は、空転時のリーンブローアウトの燃空比が０．００４以下のとき、全てのエンジンの出力状態下にて９９％及びそれ以上であったことを示す。
【００３６】
本発明は、図面及び上記の説明にて示し且つ、詳細に説明したが、これは単に一例であり、特徴を限定するものと解釈すべきではなく、好ましい実施の形態のみを示す且つ説明したものであり、本発明の精神に属する全ての変更及び変更形態は保護されることを望むものであることが理解される。上記の説明にて好ましい、好ましくは又は好まれるという語を使用することは、そのように説明した造作部がより望ましいことを意味するが、それが不要な場合もあり、それを欠如する実施の形態も特許請求の範囲により規定される本発明の範囲に属するものと考えられる。請求項を読むとき、「１つ」「少なくとも１つ」「少なくとも一部分」といったような語が使用される場合、請求項に反対の特段の記載がない限り、請求項を１つの物のみに制限することを意図するものではないと考える。更に、「少なくとも一部分」及び（又は）「一部分」という語が使用されるとき、反対の特段の記載がない限り、その物は物の一部分及び（又は）物の全体を含むことができる。
【図面の簡単な説明】
【００３７】
【図１】ガスタービンエンジンの概略図である。
【図２】本発明の１つの形態に従って燃焼混合体を形成する装置を示す、ガスタービンエンジンの一部分の断面図である。
【図３】燃焼混合体を形成する図２の装置の拡大図である。
【図４】本発明の燃焼混合体を形成する装置の１つの代替的な実施の形態の図である。
【図５】本発明の燃焼混合体を形成する装置の１つの形態の一部分を備える主予混合機の軸方向スワラの端面図である。
【図６】本発明の燃焼混合体を形成する装置の１つの形態の一部分を備えるパイロット予混合機の軸方向スワラの端面図である。
【図７】航空機の着陸／離陸パワーモードと適合する多岐に亙る状態下にて発生されたＮＯＸのレベルを示す試験結果のプロット図である。
【図８】１９９６年国際民間航空組織のレベル以下のＮＯＸの推定減少量のプロット図である。
【図９】燃焼効率のプロット図である。
【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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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【国際調査報告】
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