(57)【要約】【課題】本出願は、燃焼器（１００）用の二次燃料ノズル組立体（１１０）を提供する。【解決手段】本二次燃料ノズル組立体（１１０）は、ライナ（１２０）と、パイロットバーナチップ（１５０）に通じる燃料通路（１４０）と、パイロットバーナチップ（１５０）の下流においてライナ（１２０）から延びるベンチュリ（１７０）とを含む。【選択図】      図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃焼器（１００）用の二次燃料ノズル組立体（１１０）であって、
ライナ（１２０）と、
パイロットバーナチップ（１５０）に通じる燃料通路（１４０）と、
前記パイロットバーナチップ（１５０）の下流において前記ライナ（１２０）から延びるベンチュリ（１７０）と
を含む二次燃料ノズル組立体（１１０）。
【請求項２】
前記ベンチュリ（１７０）が、拡大部（１９０）に至るスロート端縁部（１８０）を含む、請求項１記載の二次燃料ノズル組立体（１１０）。
【請求項３】
前記ベンチュリ（１７０）が前面（２００）を含む、請求項１記載の二次燃料ノズル組立体（１１０）。
【請求項４】
前記前面（２００）が約３０°よりも大きい角度を含む、請求項３記載の二次燃料ノズル組立体（１１０）。
【請求項５】
前記パイロットバーナチップ（１５０）の周りに配置された二次スワーラ（１６０）をさらに含む、請求項１記載の二次燃料ノズル組立体（１１０）。
【請求項６】
前記ベンチュリの下流に配置された外側スワーラ（１３０）をさらに含む、請求項１記載の二次燃料ノズル組立体（１１０）。
【請求項７】
前記ベンチュリ（１７０）の周りにかつ前記ライナ（１２０）内に配置された再循環ゾーン（２１０）をさらに含む、請求項１記載の二次燃料ノズル組立体（１１０）。
【請求項８】
二次ノズルパイロットバーナチップ（１５０）の周りの保炎を減少させる方法であって、
前記二次ノズルパイロットバーナチップ（１５０）を通して燃料を流すステップと、
スワーラ（１６０）を通して空気を流すステップと、
前記二次ノズルパイロットバーナチップ（１５０）の下流にベンチュリ（１７０）を配置するステップと、
前記ベンチュリ（１７０）にわたって前記燃料の流れ及び空気の流れを収縮させかつ膨張させるステップと、
前記ベンチュリ（１７０）の周りに再循環ゾーン（２１０）を形成するステップと
を含む方法。
【請求項９】
前記二次ノズルパイロットバーナチップ（１５０）を通る前記燃料の流量を減少させるステップをさらに含む、請求項８記載の方法。
【請求項１０】
前記二次ノズルパイロットバーナチップ（１５０）を通る前記燃料の流量を減少させるステップが、窒素酸化物エミッションを増加させずに該流量を減少させるステップを含む、請求項９記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本出願は、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、パイロット流量の減少を可能にするように二次燃料ノズル内のベンチュリを使用することに関する。
【背景技術】
【０００２】
最新設計の乾式低ＮＯｘ（ＤＬＮ）ガスタービンは一般的に、希薄（リーン）燃料−空気混合気で作動する。リーン燃料−空気混合気は、大量の過剰空気と予混合させた或る量の燃料を含み、燃焼室内で燃焼される。火炎は、二次燃料ノズルの中心部における拡散パイロットと二次スワーラで形成したスワールとの組合せによって安定化させることができる。しかしながら、拡散パイロットは、ＮＯｘエミッションの主原因となる可能性がり、そのようなエミッションは、米国では連邦及び州の両方の規制を受け、また海外でも同様の規制を受ける。しかしながら、拡散パイロットへのガス流量は一般的に、バーナチューブチップにおける火炎付着の発生可能性なしには減少させることができない。火炎付着は、バーナチューブチップの耐久性及び燃焼器全体に対して悪影響を有する可能性があり、拡散パイロットを通して所定の最小燃料流量を維持しなければならなくなる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】米国特許第５３４５７６８号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
従って、バーナチューブチップにおける関連する火炎付着及びその他の悪影響がない状態でのパイロット燃料流量の減少に対する要望が存在する。そのようなパイロット燃料流量の減少は、ＮＯｘエミッションの低減を可能にすると同時にバーナチューブ耐久性を促進するものでなければならない。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
従って、本出願は、燃焼器用の二次燃料ノズル組立体を提供する。本二次燃料ノズル組立体は、ライナと、パイロットバーナチップに通じる燃料通路と、パイロットバーナチップの下流においてライナから延びるベンチュリとを含むことができる。
【０００６】
本出願はさらに、燃焼器を提供する。本燃焼器は、その中に二次燃料ノズル組立体ベンチュリが配置された二次燃料ノズル組立体と、二次燃料ノズル組立体の下流に配置されかつその中に二次燃焼室ベンチュリが配置された二次燃焼室とを含むことができる。
【０００７】
本出願はさらに、二次ノズルパイロットバーナチップの周りの保炎を減少させる方法を提供する。本方法は、二次ノズルパイロットバーナチップを通して燃料を流すステップと、スワーラを通して空気を流すステップと、二次ノズルパイロットバーナチップの下流にベンチュリを配置するステップと、ベンチュリにわたって燃料の流れ及び空気の流れを収縮させかつ膨張させるステップと、ベンチュリの周りに再循環ゾーンを形成するステップとを含むことができる。
【０００８】
本出願のこれらの及びその他の特徴及び改良は、幾つかの図面及び特許請求の範囲と関連させてなした以下の詳細な説明を精査することにより、当業者には明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】公知の乾式低ＮＯｘ燃焼器の部分断面図。
【図２】外側スワーラを備えた公知の燃焼器中心本体の部分側面断面図。
【図３】公知の二次予混合拡散燃料ノズルの部分断面図。
【図４】本明細書に説明するような二次ベンチュリを備えた燃料ノズルの側面切断図。
【図５】再循環パターンを示す、図４のベンチュリを備えた燃料ノズルの側面断面図。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
次に、幾つかの図全体を通して同じ参照符号が同様な要素を表している図面を参照すると、図１は、公知の乾式低ＮＯｘガスタービン１２の１つの実施例を示している。ガスタービン１２は、圧縮機１４（部分的に示す）と、幾つかの燃焼器１６（便宜上かつ解り易くするために１つのみを示す）と、単一のブレードで表したタービン１８とを含むことができる。公知なように、圧縮機１４は、吸入空気を加圧する。加圧空気は、燃焼器１６に流れ、燃焼器１６において、加圧空気は、該燃焼器１６を冷却するために使用されかつ燃焼過程に使用される。本明細書では、あらゆる数の燃焼器１６を使用することができる。移行ダクト２０は、各燃焼器１６の出口端部をタービン１８の入口端部と連結して、高温燃焼ガスを送給するようにする。本明細書では、その他の構成を使用することもできる。
【００１１】
各燃焼器１６は、一次つまり上流燃焼室２４及び二次つまり下流燃焼室２６を含むことができる。室２４、２６は、ベンチュリ２８によって分離することができる。ベンチュリ２８は、二次つまり下流燃焼室２６の直ぐ上流に位置する縮小直径の区域である。ベンチュリ２８は、燃焼ガスの速度を増大させると共に、一般的にベルヌーイの法則によりその中の圧力を低下させる。燃焼器１６は、燃焼器流れスリーブ３０によって囲むことができる。流れスリーブ３０は、圧縮機１４からの吐出空気流を送る。燃焼器１６はさらに、タービンケーシング３４にボルト止めされた外側ケーシング３２によって囲むことができる。
【００１２】
幾つかの一次ノズル３６が、上流燃焼室２４に燃料を供給することができる。一次ノズル３６は、中心二次ノズル３８の周りに環状アレイとして配置することができる。一次ノズル３６の各々は、後部壁４０を貫通して一次燃焼室２４内に突出させることができる。二次ノズル３８は、後部壁４０から延びて、二次燃焼室２６内に燃料を導入するようにすることができる。燃料は、当技術分野では公知の方法で燃料管路を通して一次ノズル３６及び二次ノズル３８に送給することができる。本明細書では、その他のノズル３６、３８を使用することもできる。
【００１３】
一例として、燃焼空気は、幾つかの空気スワーラ４２を通して一次ノズル３６内に導入することができる。空気スワーラ４２は、ノズル３６の出口端部に隣接して配置することができる。スワーラ４２は、旋回燃焼空気を導入し、旋回燃焼空気は、ノズル３６からの燃料と混合して、着火性混合気を形成する。スワーラ４２における燃焼空気は、流れスリーブ３０及び燃焼器外壁４４を介して圧縮機１４から引出すことができる。燃焼器１６の壁４４には、一次燃焼室２４の周りにスロット又はルーバ４６を設けることができる。二次燃焼室２６の周り又は下流には、同様なスロット又はルーバ４８を配置することができる。スロット又はルーバ４６、４８は、冷却目的の空気を供給し、また燃焼ゾーン２４、２６内に希釈空気を供給して火炎温度のスパイクを防止するようにすることができる。
【００１４】
二次ノズル３８は、中心本体５０内に設置することができかつ図２に示すように外側スワーラ５２で囲まれたライナ５１を含むことができる。外側スワーラ５２は、ライナ５１を冷却する幾つかのインピンジメント冷却孔５３を含むことができる。再び図１を参照すると、二次ノズル３８内にはまた、二次スワーラ５４を配置することができる。上記したスワーラ４２と同様に、燃焼空気は、二次ノズル３８内の二次スワーラ５４を通って流れた後に、燃料と混合される。
【００１５】
次に図３を参照すると、ガス専用二次燃料ノズル組立体５６の１つの実施例を示している。燃料は、拡散パイプＰ1によって火炎を維持しかつパイプＰ2によって予混合火炎を維持するように供給することができる。パイプＰ1、Ｐ2は、互いに同心に配置することができる。後方構成要素つまりガス本体５８は、その中に予混合燃料通路６４を形成する外側スリーブ部分６０及び内側中空コア部分６２を含むことができる。後方構成要素５８内には、予混合燃料通路６４の周りに幾つかの軸方向空気通路６６を形成することができる。スリーブ部分６０の端部の周りには、同様な数の半径方向壁部分を配置することができる。半径方向壁部分は、ライナ５２内の空気が対応する空気通路６８に流入するのを可能にする幾つかの傾斜半径方向アパーチャを有することができる。構成要素５８の後方端部は、燃料パイプＰ1、Ｐ2を受けるようにすることができる。
【００１６】
幾つかの半径方向孔７２は、構成要素５８の後方部分の周辺部の周りに設けることができる。半径方向孔７２は、同様な数のガスペグ７４をその中に受けて予混合燃料通路６４と連通状態を確立するのを可能にすることができる。各ペグ７４には、予混合燃料通路６４からの燃料が予混合区域７８内に吐出することのできる幾つかのアパーチャ又はオリフィス７６を設けることができる。予混合区域７８は、外側スリーブ６０とライナ５１との間に配置することができる。ペグ７４は、空気流内に燃料を分布させて、予混合区域７８において燃料及び空気を良好に混合することにより、ＮＯｘエミッションを最少にすることができるようにする。保炎スワーラ８０は、二次ノズル５６の前方端部に設置して、ライナ５１内を流れる予混合燃料及び空気を旋回させるようにすることができる。
【００１７】
使用中に、燃料は、予混合通路６４、パイロットボア８２及びパイロットオリフィス８４を通ってパイロットバーナチップ８６に流れることができる。この燃料は、スワーラ８０からの空気と共に、拡散火炎パイロットに供給することができる。同時に、予混合燃料通路に供給された燃料の大部分は、ペグ７４内に流れてライナ５１に向けてオリフィス７６から吐出されて、空気と混合されかつ点火されるようにすることができる。二次燃料ノズル組立体５６及び同様の構成要素では、その他の設計、構成及び方法を使用することができる。
【００１８】
図４は、本明細書に説明することができるような燃焼器１００を示している。燃焼器１００は、二次燃料ノズル組立体１１０を含むことができる。上記した二次燃料ノズル組立体５６と同様に、二次燃料ノズル組立体１１０は、外側スワーラ１３０に至るライナ１２０を含むことができる。ライナ１２０内には、上記したのと同様に、外側スリーブ１４５内に囲まれた幾つかの燃料通路１４０を配置することができる。燃料通路１４０の幾つかは、パイロットバーナチップ１５０及びその他に延びることができる。パイロットバーナチップ１５０は、上記したのと同様に二次スワーラ１６０で囲むことができる。空気は、二次スワーラ１６０を通って流れて、燃料の流れと混合するようにすることができきる。本明細書では、多くのその他のタイプの二次ノズル構成を使用することもできる。
【００１９】
二次燃料ノズルベンチュリ１７０は、ライナ１２０内にかつパイロットバーナチップ１５０及び二次スワーラ１６０の下流に配置することができる。ベンチュリ１７０は、シャープなスロート端縁部１８０、急な拡大部１９０及び前面２００を有することができる。ベンチュリ１７０の前面２００は、約３０°よりも大きい角度を有して、そこを通る流れを加速するようにすることができる。シャープなスロート端縁部１８０は、以下にさらに説明するように中心再循環ゾーン２１０の始点を制御することができる。本明細書では、その他の形状を使用することもできる。
【００２０】
従って、ベンチュリ１７０は、二次燃料ノズル組立体１１０内の燃料空気流が該ベンチュリ１７０の前面２００、シャープなスロート端縁部１８０及び急な拡大部１９０に沿って流れる時に、該流れを強制的に収縮させかつ膨張させる。図５に示すように、この強制的な収縮及び膨張により、流れが加速しかつ圧力が低下するにつれて、ベンチュリ１７０のスロート部の周りに中心再循環バブル２１０を形成することができる。バブル２１０は、そこを通るパイロット燃料流量がたとえ減少した場合であっても、パイロットバーナチップ１５０から離れた状態で火炎を安定化させるのを助けることができる。一例として、パイロット燃料流量は、約０．１〜約０．３パーセントかそこらほど減少させることができる。この減少量は、二次燃料ノズル組立体１１０全体及びその中の構成要素の構成に応じて決定することができる。
【００２１】
そのようなパイロット燃料流量の減少により、ＮＯｘエミッションを低減させることができる。さらに、ベンチュリ１７０背後の低速度ゾーンにより、バーナチップ１５０における滞留時間を増大させ、従って一酸化炭素（ＣＯ）エミッションを可能な限り低減すると同時に一次ガス二次相互作用を可能な限り改善することができる。従って、ベンチュリ１７０の使用により、燃焼器全体の安定性及びターンダウンを改善することができる。ベンチュリ１７０によりまた、パイロットバーナチューブチップ１５０の周りの耐逆火性を得ることができる。従って、ベンチュリ１７０の使用により、パイロットバーナチューブチップ１５０の周りでの保炎を回避しながらパイロット燃料流量の減少が可能になる。
【００２２】
上記の説明は本出願の一部の実施形態のみに関するものであること並びに本明細書において当業者は特許請求の範囲及びその均等物によって定まる本発明の一般的技術思想及び技術的範囲から逸脱せずに多くの変更及び修正を加えることができることを理解されたい。
【符号の説明】
【００２３】
１２  ガスタービン
１４  圧縮機
１６  燃焼器
１８  タービン
２０  移行ダクト
２４  一次燃焼室つまり上流燃焼室
２６  二次燃焼室つまり下流燃焼室
２８  ベンチュリ
３０  流れスリーブ
３２  外側ケーシング
３４  タービンケーシング
３６  一次ノズル
３８  二次ノズル
４０  後部壁
４２  空気スワーラ
４４  燃焼器壁
４６  スロット又はルーバ（一次燃焼室の周りの）
４８  スロット又はルーバ（二次燃焼室の周りの）
５０  中心本体
５１  ライナ
５２  外側スワーラ
５３  インピンジメント冷却孔
５４  二次スワーラ
５６  二次燃料ノズル組立体
５８  後方構成要素
６０  外側スリーブ部分
６２  内側中空コア部分
６４  予混合燃料通路
６６  軸方向空気通路
６８  空気通路
７２  半径方向孔
７４  ガスペグ
７６  アパーチャ又はオリフィス
７８  予混合区域
８０  保炎スワーラ
８２  パイロットボア
８４  パイロットオリフィス
８６  パイロットバーナチップ
１００  燃焼器
１１０  二次燃料ノズル組立体
１２０  ライナ
１３０  外側スワーラ
１４０  燃料通路
１４５  外側スリーブ
１５０  パイロットバーナチップ
１７０  二次燃料ノズルベンチュリ
１６０  二次スワーラ
１８０  スロート端縁部（ベンチュリの）
１９０  拡大部（ベンチュリの）
２００  前面（ベンチュリの）
２１０  中心再循環バブル又は再循環ゾーン
Ｐ1  燃料パイプ
Ｐ2  燃料パイプ
【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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