(57)【要約】【課題】本発明の実施形態は、タービン用の燃料ノズル（１０、１０１）で使用する予混合パイロット（１００）組立体を提供する。【手段】本パイロットによって放出される窒素酸化物（ＮＯｘ）のレベルは、パイロットノズルの端部において燃料及び空気を高速で混合させ、それによってリッチな燃料及び空気混合気の大きなゾーンを回避することによって低減される。第１のシリンダ（１０６）及び第２のシリンダ（１０４）内に配置され、かつその１つが空気を搬送しまたその１つがパイロット燃料を搬送する開口部を使用することにより、空気は燃料と混合される。開口部は、パイロットにおいて所望の効果を得るのに必要な構成とすることができる。【選択図】      図２Ｂ
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービン燃焼器用の燃料ノズルに結合されるように構成された予混合パイロット（１００）組立体であって、
第１のシリンダ（１０６）と、
パイロット燃料又は空気の選択した一方を保持するように構成され、前記第１のシリンダ（１０６）内に配置されて該第１のシリンダ（１０６）との間に環状領域（１０５）を形成しかつ該環状領域（１０５）を通って該パイロット燃料又は空気の他方が流れるのを可能にするように構成された第２のシリンダ（１０４）と、
前記第２のシリンダ（１０４）に結合され、かつ少なくとも１つの第２のシリンダ開口部（１１０）を形成して該第２のシリンダ（１０４）を通って流れる前記パイロット燃料又は空気の選択した一方を半径方向外向きに導くように構成された先端部（１０７）と、
前記第１のシリンダ（１０６）に結合され、かつ少なくとも１つの第１のシリンダ開口部（１０８）を形成して前記環状領域（１０５）を通って流れる前記パイロット燃料又は空気の他方を、前記少なくとも１つの第２のシリンダ開口部（１１０）から導かれた前記パイロット燃料又は空気の選択した一方に向かって半径方向内向きに導くように構成された端部部品（１０３）と
を含む予混合パイロット組立体（１００）。
【請求項２】
前記少なくとも１つの第１のシリンダ開口部（１０８）が１以上の連続環状開口部を含み、前記少なくとも１つの第２のシリンダ開口部（１１０）が１以上の連続環状開口部を含む、請求項１記載の予混合パイロット組立体。
【請求項３】
前記少なくとも１つの第１のシリンダ開口部（１０８）が１以上の連続環状開口部を含み、前記少なくとも１つの第２のシリンダ開口部（１１０）が１以上の不連続個別開口部を含む、請求項１記載の予混合パイロット組立体。
【請求項４】
前記少なくとも１つの第１のシリンダ開口部（１０８）が１以上の不連続個別開口部を含み、前記少なくとも１つの第２のシリンダ開口部（１１０）が、１以上の連続環状開口部を含む、請求項１記載の予混合パイロット組立体。
【請求項５】
前記少なくとも１つの第１のシリンダ開口部（１０８）が、１以上の不連続個別開口部を含み、前記少なくとも１つの第２のシリンダ開口部（１１０）が、１以上の不連続個別開口部を含む、請求項１記載の予混合パイロット組立体。
【請求項６】
各少なくとも１つの第１のシリンダ開口部（１０８）が、対応する少なくとも１つの第２のシリンダ開口部（１１０）と整列している、請求項５記載の予混合パイロット組立体。
【請求項７】
前記第１のシリンダ（１０６）の少なくとも１以上の不連続個別開口部（１０８）が、前記第２のシリンダ（１０４）の１以上の不連続個別開口部（１１０）に対して千鳥配置される、請求項５記載の予混合パイロット組立体。
【請求項８】
前記空気及びパイロット燃料の混合を行なう混合ゾーンをさらに含む、請求項１記載の予混合パイロット組立体。
【請求項９】
燃料ノズルであって、
主燃料ノズル（１０１、１０）を形成するハウジング（１８）と、
前記ハウジング（１８）内に配置された中心本体（１４）チューブと、
前記中心本体（１４）チューブの端部に結合された予混合パイロット組立体（１００）と、
を含み、前記予混合パイロット組立体（１００）が、
第１のシリンダ（１０６）と、
パイロット燃料又は空気の選択した一方を保持するように構成され、前記第１のシリンダ（１０６）内に配置されて該第１のシリンダ（１０６）との間に環状領域（１０５）を形成しかつ該環状領域（１０５）を通って該パイロット燃料又は空気の他方が流れるのを可能にするように構成された第２のシリンダ（１０４）と、
前記第２のシリンダ（１０４）に結合され、かつ少なくとも１つの第２のシリンダ開口部（１１０）を形成して該第２のシリンダ（１０４）を通って流れる前記パイロット燃料又は空気の選択した一方を半径方向外向きに導くように構成された先端部（１０７）と、
前記第１のシリンダ（１０６）に結合され、かつ少なくとも１つの第１のシリンダ開口部（１０８）を形成して前記環状領域（１０５）を通って流れる前記パイロット燃料又は空気の他方を、前記少なくとも１つの第２のシリンダ開口部（１１０）から導かれた前記パイロット燃料又は空気の選択した一方に向かって半径方向内向きに導くように構成された端部部品（１０３）と
を含む燃料ノズル。
【請求項１０】
タービン用の燃料ノズルに結合されるように構成された予混合パイロット組立体（１００）であって、
パイロット燃料又は空気の一方を送給する第１の通路（１０６）と、
その長さに沿って前記第１の通路から分離されかつ前記パイロット燃料又は空気の他方を送給する第２の通路（１０４）と、
前記第１の通路内に配置されて、前記パイロット燃料又は空気の一方を半径方向外向きに放出する第１の開口部（１１０）と、
前記第２の通路に配置されて、前記パイロット燃料又は空気の他方を前記第１の開口部（１１０）から放出された前記パイロット燃料又は空気の一方に向かって半径方向内向きに放出する第２の開口部（１０８）と
を含む予混合パイロット組立体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、総括的にはタービン用の燃焼器に関する。より具体的には、本発明は、予混合パイロット燃焼用のリーン直接噴射を使用する解決方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
伝統的なガスタービン燃焼器では、燃料及び空気が自由に燃焼チャンバに個別に流入する非予混合（「拡散」）火炎を使用している。しかしながら、拡散火炎は、許容不能レベルの窒素酸化物（ＮＯｘ）が放出されるような高温度で燃焼する。
【０００３】
ＮＯｘエミッションを低下させるために使用する１つの方法は、燃料及び空気がプレミキサセクション内で予混合されかつその燃料−空気が該混合気を燃焼させる燃焼チャンバ内に噴射されるリーン予混合燃焼を使用することを含む。リーン予混合燃焼は、非常に均一な燃料空気混合気において低ＮＯｘエミッションを発生させることができるが、そのような混合気は一般的に、燃焼不安定性を引き起こし易い。この不安定性は、パイロットの存在によって克服することができる。しかしながら、一般的に、パイロットは過剰なＮＯｘ形成を引き起こし、従って、このことは、リーン予混合燃焼法を使用する利点を減少させる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】米国特許第６８４８２６０号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
本発明の実施形態は、タービン用の燃料ノズルで使用する予混合パイロット組立体を提供する。本パイロットによって放出されるＮＯｘのレベルは、パイロットノズルの端部において燃料及び空気を高速で混合させ、それによってリッチな燃料及び空気混合気の大きなゾーンを回避することによって低減される。第１のシリンダ及び第２のシリンダ内に配置され、かつその１つが空気を搬送しまたその１つがパイロット燃料を搬送する開口部を使用することにより、空気は燃料と混合される。開口部は、パイロットにおいて所望の効果を得るのに必要な構成とすることができる。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本開示の第１の態様は、タービン燃焼器用の燃料ノズルに結合されるように構成された予混合パイロット組立体を提供し、本予混合パイロット組立体は、第１のシリンダと、パイロット燃料又は空気の選択した一方を保持するように構成され、第１のシリンダ内に配置されて該第１のシリンダとの間に環状領域を形成しかつ該環状領域を通ってパイロット燃料又は空気の他方が流れるのを可能にするように構成された第２のシリンダと、第２のシリンダに結合され、かつ少なくとも１つの第２のシリンダ開口部を形成して該第２のシリンダを通って流れるパイロット燃料又は空気の選択した一方を半径方向外向きに導くように構成された先端部と、第１のシリンダに結合され、かつ少なくとも１つの第１のシリンダ開口部を形成して環状領域を通って流れるパイロット燃料又は空気の他方を、少なくとも１つの第２のシリンダ開口部から導かれたパイロット燃料又は空気の選択した一方に向かって半径方向内向きに導くように構成された端部部品とを含む。
【０００７】
本開示の第２の態様は、燃料ノズルを提供し、本燃料ノズルは、主燃料ノズルを形成するハウジングと、ハウジング内に配置された中心本体チューブと、中心本体チューブの端部に結合された予混合パイロット組立体とを含み、予混合パイロット組立体は、第１のシリンダと、パイロット燃料又は空気の選択した一方を保持するように構成され、第１のシリンダ内に配置されて該第１のシリンダとの間に環状領域を形成しかつ該環状領域を通ってパイロット燃料又は空気の他方が流れるのを可能にするように構成された第２のシリンダと、第２のシリンダに結合され、かつ少なくとも１つの第２のシリンダ開口部を形成して該第２のシリンダを通って流れるパイロット燃料又は空気の選択した一方を半径方向外向きに導くように構成された先端部と、第１のシリンダに結合され、かつ少なくとも１つの第１のシリンダ開口部を形成して環状領域を通って流れるパイロット燃料又は空気の他方を、少なくとも１つの第２のシリンダ開口部から導かれたパイロット燃料又は空気の選択した一方に向かって半径方向内向きに導くように構成された端部部品とを含む。
【０００８】
本開示の第３の態様は、タービン用の燃料ノズルに結合されるように構成された予混合パイロット組立体を提供し、本予混合パイロット組立体は、パイロット燃料又は空気の一方を送給する第１の通路と、その長さに沿って第１の通路から分離されかつパイロット燃料又は空気の他方を送給する第２の通路と、第１の通路内に配置されて、パイロット燃料又は空気の一方を半径方向外向きに放出する第１の開口部と、第２の通路に配置されて、パイロット燃料又は空気の他方を第１の開口部から放出されたパイロット燃料又は空気の一方に向かって半径方向内向きに放出する第２の開口部とを含む。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】当技術分野で公知であるガスタービン用の主燃料ノズルを示す図。
【図２Ａ】本発明の実施形態による予混合パイロットにおける様々な構成の断面図。
【図２Ｂ】本発明の実施形態による予混合パイロットにおける様々な構成の断面図。
【図３Ａ】本発明の実施形態による予混合パイロットにおける様々な構成の断面図。
【図３Ｂ】本発明の実施形態による予混合パイロットにおける様々な構成の断面図。
【図３Ｃ】本発明の実施形態による予混合パイロットにおける様々な構成の断面図。
【図４Ａ】本発明の実施形態による予混合パイロットにおける様々な構成の断面図。
【図４Ｂ】本発明の実施形態による予混合パイロットにおける様々な構成の断面図。
【図５】本発明の実施形態による予混合パイロットにおける様々な構成の断面図。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
図面は正確な縮尺でないことに留意されたい。図面は、本発明の典型的な態様のみを示すことを意図しており、従って本発明の技術的範囲を限定するものとして考えるべきではない。
【００１１】
ガスタービンは一般的に、燃焼用の複数チャンバを含み、各燃焼用のチャンバは、複数主燃料ノズルを含む。図１には、当技術分野で公知の１つのそのような主燃料ノズル１０を示している。主燃料ノズル１０は、旋回ベーン１６を備えたバーナチューブ１８と、それを通して主空気がノズル１０に流入する吸気流調整装置（ＩＦＣ）２０とを含む。主燃料ノズル１０はさらに、該主燃料ノズル１０内に配置されたチューブ又はシリンダから成る中心本体１４を含む。中心本体１４内には、液体燃料カートリッジ１２が配置される。図１において中心本体１４及び液体燃料カートリッジ１２の端部に点線で示した領域は、拡散先端部２２と呼ばれる領域でありかつ一般的に例えば溶接によって燃料ノズル１０の端部に結合される。本明細書で説明する本発明の実施形態は、予混合パイロット１００（図２〜図５）を含むように拡散先端部２２を改良及び交換することを含む。
【００１２】
本発明の実施形態により主燃料ノズル１０１内に組入れた予混合パイロット１００の断面図を図２Ａに示している。予混合パイロット１００は、あらゆる公知の手段により主燃料ノズル１０１に付加することができる。例えば、予混合パイロット１００は、拡散先端部２２（図１）と置換えることができ、或いは拡散先端部２２は、本明細書で説明する予混合パイロット１００の要素を含むように当技術分野で公知なように改良することができる。例えば、予混合パイロット１００は、図１に示す主燃料ノズル１０の端部に付加することができ、また当業者は、必要に応じて主燃料ノズルを改良して予混合パイロット１００を通して空気及び燃料を送るようにしまた所望に応じて液体燃料カートリッジ１２を含むようにすることができる。予混合パイロット１００を通して空気及び燃料を送る１つのそのような構成を図２Ａに示している。
【００１３】
図２Ｂに移ると、予混合パイロット１００の拡大断面図を示している。予混合パイロット１００は、第１のシリンダ１０６と、第１のシリンダ１０６内に配置された第２のシリンダ１０４とを含む。従って、第１のシリンダ１０６及び第２のシリンダ１０４間には、環状領域１０５が形成される。シリンダ１０４は燃料を搬送し、一方、環状領域１０５は空気を搬送する。シリンダ１０４及び１０６はその形状が円筒形であるものとして図２〜図５に示しているが、当業者には、あらゆる好適な寸法又は形状の通路を使用することができることが理解されるであろうことに注目されたい。シリンダ１０４は、燃料を搬送する中空シリンダであるものとして図２〜図５に示しているが、当業者には、付加的通路又は機械要素のような付加的要素をシリンダ１０４内に備えて、予混合パイロット１００が燃料ノズル１０と相互作用するのを助けることができることが理解されるであろうことにも注目されたい。
【００１４】
第１のシリンダ１０６はさらに、少なくとも１つの第１の円筒開口部１０８（空気開口部とも呼ばれる）を形成して環状領域１０５を通って流れる空気を半径方向内向きに導くように構成された端部部品１０３を含む。予混合パイロット１００はさらに、第２のシリンダ１０４の一端部に先端部１０７を含む。先端部１０７は、少なくとも１つの第２のシリンダ開口部１１０（燃料開口部とも呼ばれる）を形成して第２のシリンダ１０４を通って流れるパイロット燃料を半径方向外向き導くように構成される。従って、パイロット火炎１０９を維持するのに充分なパイロット燃料が、第２のシリンダ１０４から開口部１１０を通して流出する。本明細書で説明するように、１以上の空気開口部１０８は、第２のシリンダ１０４内の燃料開口部１１０から流出するパイロット燃料に環状領域１０５内の空気を直接噴射するのを可能にする。このような空気開口部１１０からの空気流は、「ａ」と符号を付した矢印で示しており、一方、燃料開口部１１０からのパイロット燃料流は、「ｆ」と符号を付した矢印で示している。空気は、燃料が第２のシリンダ１０４から流出する時に半径方向内向きに該燃料に直接噴射される。従って、空気及び燃料は、まさに燃料が第２のシリンダ１０４から流出する時まで分離していて、それによってリッチな燃料及び空気混合気の大きなゾーンが回避される。いったん空気及び燃料が混合されると、空気及び燃料混合気（「ｆ＋ａ」と符号を付した矢印で示す）は、下流方向つまり第２のシリンダ１０４及び先端部１０７から離れる方向に流れ、図２にパイロット火炎１０９を示している場所でほぼ燃焼を開始することになる。従って、空気及び燃料の強力な混合が、燃料先端部１０７から短い軸方向寸法の範囲内における混合ゾーンで発生することになる。さらに、本発明の実施形態により空気を燃料に噴射することにより、パイロット火炎１０９の安定燃焼のための支持ゾーンが生成される。
【００１５】
開口部１０８、１１０は、所望の強さ及び傾きで空気及び燃料の混合を達成するようなあらゆる形状又は寸法のものとすることができる。例えば、図３Ａ〜図３Ｃにおける３次元図で示す１つの実施形態では、燃料開口部１１０及び空気開口部１０８は、それぞれ先端部１０７及び第２のシリンダ１０４に沿って配置された１以上の不連続個別開口部を含み、各開口部は、空気又は燃料の何れかを噴射する分離噴射口として作用することができる。別の実施形態（図示せず）では、燃料開口部１１０及び空気開口部１０８は、それぞれ先端部１０７全体及び第２のシリンダ１０４全体の周りに１以上の連続環状開口部を含むことができる。環状開口部又は不連続個別開口部のあらゆる構成を使用することができることを理解されたい。例えば、燃料開口部１１０及び空気開口部１０８の両方は、連続環状開口部とすることができ、或いは両開口部１０８、１１０は、不連続個別開口部とすることができる。それに代えて、燃料開口部１１０は、連続環状リングとすることができ、一方、空気開口部１０８は、不連続個別開口部とすることができ、又はその逆にすることができる。開口部１０８、１１０が、連続（環状）であるか又は不連続個別であるか否かに関係なく、開口部１０８、１１０はまた、所望のあらゆる形状又は幾何学断面のものとすることもできる。
【００１６】
開口部１０８、１１０は、第２のシリンダ１０４及び先端部１０７内に所望のレベルの空気及び燃料の混合を達成するように構成することができる。例えば、開口部１０８、１１０が不連続個別開口部である場合には、開口部１０８は、図４Ａに示すように対応する開口部１１０と整列させて、燃料の流れが空気の流れに直接衝突するように構成することができる。それに代えて、図４Ｂに示すように、開口部１０８は、開口部１１０に対して千鳥配置して、燃料の流れが空気の流れに直接衝突しないように構成することができる。
【００１７】
図２〜図４には、空気の流れをほぼ垂直方向に燃料に導くものとして開口部１０８、１１０を示しているが、開口部１０８、１１０はまた、所望の角度での空気及び燃料の混合を達成するように傾斜させることもできる。例えば、開口部１０８、１１０は、傾斜した空気の流れを傾斜した燃料の流れに導くように傾斜させることができ、或いは開口部１０８、１１０の一方だけを傾斜させると同時に、他方の開口部がシリンダ１０４、１０６に対してほぼ垂直であるようにすることができる。例えば、図５の簡略概略図に示すように、角度αは、燃料開口部１１０を含む先端部１０７の２つの表面間の角度であり、約０°〜約６０°の範囲内とすることができる。角度θは、シリンダ１０６の水平方向平面と空気開口部１０８の表面との間の角度である。角度θは、約１２０°〜約１８０°の範囲内とすることができる。これらの角度範囲は、所望の空気及び燃料の混合を達成するために開口部１０８、１１０を傾斜させることができる程度の１つの実施例として示しているが、この提示した角度は、所望の結果を得るために開口部１０８又は１１０のどちらもあらゆる角度を使用することができるので、本明細書に開示した本発明を限定することを意図するものでないことを理解されたい。さらに、図２〜図５は、ほぼ垂直方向に又は僅かに下流方向に（すなわち、予混合パイロット１００から離れるように火炎１０９に向かって）燃料に噴射される空気を示しているが、この空気はまた、上流方向に燃料に噴射することもできる。
【００１８】
本明細書で説明した実施形態は、燃料を保持する第２のシリンダ１０４及び第１のシリンダ１０６によって形成されかつ空気を保持する環状領域１０５を説明しているが、その逆もまた開示していることを理解されたい。第２のシリンダ１０４は、空気を保持することができ、従って空気は、開口部１１０を通して半径方向外向きに導くことができ、一方、環状領域１０５は、燃料を保持することができ、従って燃料は、第１のシリンダ１０６内の開口部１０８を通して半径方向内向きに導くことができる。
【００１９】
本明細書における「第１の」、「第２の」などの用語は、何らの順序、数量又は重要度を表すものではなく、むしろ１つの要素を別の要素から区別するために使用しており、また本明細書における数詞を付していない表現は、数量の限定を表すものではなく、むしろ記載した事項の少なくとも１つが存在することを表している。数量と関連して使用する「約」と言う修飾語は、記述した数値を包含しかつ文脈によって決まる意図的意味を有する（例えば、特定の数量の測定に関連する誤差の程度を含む）。
【００２０】
本明細書では、様々な実施形態について説明しているが、当業者が要素の様々な組合せ、それらの変形或いは改良を行なうことができ、またそれらが本発明の技術的範囲内にあることは、本明細書から分かるであろう。さらに、本発明の技術的範囲から逸脱せずに特定の状況及び物的事項を本発明の教示に適合させるように、多くの変更を加えることができる。従って、本発明は、本発明を実施するために考えられる最良の形態として開示した特定の実施形態に限定されるものではないこと、また本発明は、特許請求の範囲の技術的範囲内に属する全ての実施形態を含むことになることを意図している。
【符号の説明】
【００２１】
１０、１０１  主燃料ノズル
１２  液体燃料カートリッジ
１４  中心本体
１６  旋回ベーン
１８  バーナチューブ
２０  吸気流調整装置（ＩＦＣ）
２２  拡散先端部
１００  予混合パイロット
１０３  端部部品
１０４  第２のシリンダ
１０５  環状領域
１０６  第１のシリンダ
１０７  先端部
１０８  空気開口部
１０９  パイロット火炎
１１０  燃料開口部
【図１】
2011021875.tif 000003
【図２Ａ】
2011021875.tif 000004
【図２Ｂ】
2011021875.tif 000005
【図３Ａ】
2011021875.tif 000006
【図３Ｂ】
2011021875.tif 000007
【図３Ｃ】
2011021875.tif 000008
【図４Ａ】
2011021875.tif 000009
【図４Ｂ】
2011021875.tif 000010
【図５】
2011021875.tif 000011