(57)【要約】  本出願は燃焼プロセスを維持し、安定させるのを助けるためパイロット火炎を使用する、ガスタービン・エンジン用バーナに向けられる。開示されるバーナの一実施例は、とりわけバーナ・ハウジングと、パイロット燃焼器と、クエンチャーとを備える。バーナ・ハウジングは軸方向に対置される上流端部と下流端部とを有する。付加手段として、バーナ・ハウジングはそれぞれ燃料と空気とを前記バーナ・ハウジング内に形成される内室に供給するため適応させる少なくとも１個の主燃料入口通路と、少なくとも１個の主空気入口通路とを有する。パイロット燃焼器はバーナ・ハウジングの軸心に沿って配置され、濃厚燃料−空気混合気を受け入れる入口と、濃厚燃料−空気混合気がそこで燃焼され、燃焼生成物を生成する燃焼室と、燃焼室から流出する燃焼生成物を排出する出口とを有する。クエンチャーは軸心に沿ってバーナ・ハウジングの内室に配置され、パイロット燃焼器の出口に位置決めされる。このクエンチャーは空気入口と、パイロット燃焼器の出口方向に冷却空気を向け、パイロット燃焼器から排出される燃焼生成物を急冷する、半径方向に向く複数の空気出口とを有する。
2007504430.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ａ）  軸方向に対置される上流端部と下流端部とを有するバーナ・ハウジングと、ここで前記バーナ・ハウジングはそれぞれ燃料と空気とを前記バーナ・ハウジング内に形成される内室に供給するため適応させる少なくとも１個の主燃料入口通路と、少なくとも１個の主空気入口通路とを有し、
ｂ）  前記バーナ・ハウジングの軸心に沿って配置されたパイロット燃焼器と、ここで前記パイロット燃焼器は濃厚燃料−空気混合気を受け入れる入口と、濃厚燃料−空気混合気がそこで燃焼され、燃焼生成物を生成する燃焼室と、前記燃焼室から流出する燃焼生成物を排出する出口とを有し、
ｃ）  軸心に沿って前記バーナ・ハウジングの前記内室に配置され、前記パイロット燃焼器の前記出口に位置決めされたクエンチャーと、ここで前記クエンチャーは空気入口と、前記パイロット燃焼器の前記出口方向に冷却空気を向け、前記パイロット燃焼器から排出される燃焼生成物を急冷する、半径方向に向く複数の空気出口とを有し、
を備えるガスタービン燃焼器用バーナ。
【請求項２】
さらに、前記バーナ・ハウジングの前記内室内に配置される火炎ホルダを備え、前記火炎ホルダが前記バーナ・ハウジングと係合するベース部と、前記ベース部から前記内室にかけて軸方向下流方向に延びる細長い円筒状ブラフ体とを備える請求項１記載のバーナ。
【請求項３】
前記火炎ホルダがホルダ内部に形成され、クエンチャー空気入口と連通し、空気をそこに供給する、軸方向に延びる中心空気通路を有する請求項１記載のバーナ。
【請求項４】
さらに、前記バーナ・ハウジングの前記下流端部に隣接して配置される耐火要素を備え、前記耐火要素が内部再循環室とバーナ出口とを画成しており、前記内部再循環室が混合室から流れる予燃焼ガスを受け入れ、燃焼を安定させるのを助けるため上流方向に燃焼生成物の一部を再循環するように適応される請求項１記載のバーナ。
【請求項５】
さらに、前記バーナ・ハウジングの軸心に沿って位置決めされ、主再循環域の前部よどみ点で前記バーナ・ハウジングの前記内室の主希薄燃焼を点火するため適応させる点火器を備える請求項１記載のバーナ。
【請求項６】
前記パイロット燃焼器の前記出口がクエンチャーを取り囲む、断面環状部を有する請求項１記載のバーナ。
【請求項７】
前記パイロット燃焼器の前記出口が前記パイロット燃焼器から排出される燃焼生成物方向に第２の冷却空気源を向ける、半径方向に向けて外面に形成される複数の空気孔を有する請求項１記載のバーナ。
【請求項８】
ａ）  軸方向に対置される上流端部と下流端部とを有するバーナ・ハウジングと、ここで前記バーナ・ハウジングはそれぞれ燃料と空気とを前記バーナ・ハウジング内に形成される主燃焼室に供給するため適応させる少なくとも１個の主燃料入口通路と、少なくとも１個の主空気入口通路とを有し、
ｂ）  前記バーナ・ハウジング内に配置され、熱と自由ラジカルとを生成し、この熱とラジカルとを前記バーナ・ハウジングの前記主燃焼室に供給する手段と、
ｃ）  前記バーナ・ハウジング内に配置され、熱とラジカルとが前記主燃焼室に流入する前に熱とラジカルとを直ちに急冷する手段と
を備えるガスタービン燃焼器用バーナ。
【請求項９】
急冷された熱とラジカルとが前記バーナ・ハウジングの軸心に沿って前記主燃焼室に供給される請求項８記載のバーナ。
【請求項１０】
前記熱とラジカルとを生成する手段が前記バーナ・ハウジングの軸心に沿って配置されるパイロット燃焼器を備える請求項８記載のバーナ。
【請求項１１】
前記パイロット燃焼器が濃厚燃料−空気混合気を受け入れる少なくとも１個の入口と、濃厚燃料−空気混合気がそこで燃焼され、熱とラジカルとを生成する燃焼室と、前記燃焼室から流出する熱とラジカルとを排出する出口とを備える請求項１０記載のバーナ。
【請求項１２】
前記ラジカルを急冷する手段が軸心に沿って前記バーナ・ハウジングの前記内室に配置され、前記パイロット燃焼器の外側に位置決めされるクエンチャーを備え、前記クエンチャーが空気入口と、前記パイロット燃焼器の前記出口方向に冷却空気を向け、前記パイロット燃焼器から排出される燃焼生成物を急冷する、半径方向に向く複数の空気出口とを備える請求項１１記載のバーナ。
【請求項１３】
さらに、前記バーナ・ハウジングの前記内室内に配置され、前記バーナ・ハウジングと係合するベース部と、前記ベース部から前記内室にかけて軸方向下流方向に延びる細長い円筒状ブラフ体とを有する火炎ホルダを備える請求項８記載のバーナ。
【請求項１４】
前記火炎ホルダがホルダ内部に形成され、クエンチャー空気入口と連通し、空気をそこに供給する、軸方向に延びる中心空気通路を有する請求項１３記載のバーナ。
【請求項１５】
さらに、前記バーナ・ハウジングの前記下流端部に隣接して配置される耐火要素を備え、前記耐火要素が内部再循環室とバーナ出口とを画成しており、前記内部再循環室が混合室から流れる予燃焼ガスを受け入れ、燃焼を安定させるのを助けるために上流方向に燃焼生成物の一部を再循環するように適応される請求項８記載のバーナ。
【請求項１６】
さらに、前記バーナ・ハウジングの軸心に沿って位置決めされ、主再循環域の前部よどみ点で前記バーナ・ハウジングの前記主内部燃焼室の主希薄燃焼を点火するため適応させる点火器を備える請求項８記載のバーナ。
【請求項１７】
前記パイロット燃焼器の前記出口が熱とラジカルとを急冷する手段を取り囲む横断面環状部を有する請求項１０記載のバーナ。
【請求項１８】
ａ）  軸方向に対置される上流端部と下流端部とを有するバーナ・ハウジングと、ここで前記バーナ・ハウジングはそれぞれ燃料と空気とを前記バーナ・ハウジング内に形成される内室に供給するため適応させる少なくとも１個の主燃料入口通路と、少なくとも１個の主空気入口通路とを有し、
ｂ）  前記バーナ・ハウジングの軸心に沿って配置されたパイロット燃焼器と、ここで前記パイロット燃焼器は濃厚燃料−空気混合気を受け入れる入口と、濃厚燃料−空気混合気がそこで燃焼され、燃焼生成物を生成する燃焼室と、前記燃焼室から流出する燃焼生成物を排出する出口とを有し、
ｃ）  軸心に沿って前記バーナ・ハウジングの前記内室内に配置され、前記パイロット燃焼器の前記出口に位置決めされたクエンチャーと、ここで前記クエンチャーは空気入口と、前記パイロット燃焼器の前記出口方向に冷却空気を向け、前記パイロット燃焼器から排出される燃焼生成物を急冷する、半径方向に向く複数の空気出口とを有し、
ｄ）  前記バーナ・ハウジングの前記内室内に配置され、前記バーナ・ハウジングと係合するベース部と、前記ベース部から前記内室にかけて軸方向下流方向に延びる細長い円筒状ブラフ体とを有する火炎ホルダと
を備えるガスタービン燃焼器用バーナ。
【請求項１９】
前記火炎ホルダがホルダ内部に形成され、クエンチャー空気入口と連通し、空気をそこに供給する、軸方向に延びる中心空気通路を有する請求項１８記載のバーナ。
【請求項２０】
さらに、前記バーナ・ハウジングの前記下流端部に隣接して配置される耐火要素を備え、前記耐火要素が内部再循環室とバーナ出口とを画成しており、前記内部再循環室が混合室から流れる予燃焼ガスを受け入れ、燃焼を安定させるのを助けるために上流方向に燃焼生成物の一部を再循環するように適応させる請求項１８記載のバーナ。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
（関連出願の相互参照）
本出願は２００３年９月５日に出願された米国仮特許出願番号６０／５００，５１８号に対する優先権を請求する。明細書の開示は参照してその全体をここに取り入れる。
【０００２】
本発明はガスタービン用バーナに係り、特にエンジン燃焼を安定させるように適用されるバーナに関する。さらに、本発明は予混合希薄燃焼を安定させるため燃焼生成物（たとえば、熱およびラジカル）を供給するパイロット燃焼器を使用するバーナに関する。
【背景技術】
【０００３】
ガスタービンは電力発生装置、軍用、商用航空機、パイプライン輸送および船舶輸送を含む、多様な用途で使用されている。ガスタービン・エンジンでは、燃料と空気とが混合されるバーナ室に供給され、火炎を用いて点火され、これにより、燃焼が始まる。ガスタービン・エンジンの燃焼プロセスに関係する、主要な問題は熱効率、燃料と空気との適正な混合に加えて、火炎の安定性、振動および燃焼音の除去、汚染排出物質、特に窒素酸化物（ＮＯｘ）の抑制である。
【０００４】
燃焼プロセスは化学反応を開始させるために燃料−空気混合気に与えられる熱を必要とする。化学反応が開始されると同時に、燃焼で生じた熱が自身の反応を開始させるために使用され、燃焼プロセスは自己持続状態になる。しかしながら、燃焼で生じた熱を点火点まで上流に向かって輸送するために幾つかの機構が使用されねばならない。化学反応が自己持続状態にならない場合、熱および／またはラジカルが、たとえば加熱された熱触媒金属面または独立したパイロット火炎のような独立した熱源から供給されなければならない。これらの方法のいずれかの組み合わせはこれ以外の方法も同様に、燃焼を開始させるのに必要な熱を供給するため使用することができる。
【０００５】
ガスタービン・エンジンで使用する、最も一般的な自己持続燃焼プロセスは旋回する気流を利用する。この気流は燃焼生成物を再循環し、新たに混合した燃料と空気とを燃焼させるためそれ以前に燃料と空気との化学反応で生じた高温ガスとラジカルとを上流に戻すべく輸送する。図１に従来技術による符号１００で表わした旋回安定バーナが示される。一般に、旋回安定バーナの場合、中心主再循環域は燃焼を安定させるために上流に運ばれる、再循環高温ガスとラジカルとが支配する高熱源である。燃焼プロセスが極めて希薄状態に陥ったとき、したがって混合気の燃焼から少量の熱しか放出できないとき、上流に戻すべく輸送する熱とラジカルとはその量がいずれも燃焼を開始させ、これを維持するのを保証できない程、不十分な状態になる。希薄燃焼での温度は低く、ラジカルの平衡レベルが低くなる。希薄燃焼で発生する燃焼生成物の温度が低くなると、再循環燃焼生成物が新たな未反応の予混合燃料−空気と混合したとき、ラジカルの生成割合が低下する。これらの条件のもとでは燃焼を開始させるのに必要な時間が長引き、火炎が消えるか、または不安定な状態に陥り、火炎の勢いが変動する。
【０００６】
ＮＯｘ排出を抑制するために使用される、予混合希薄燃焼に関わる基本的問題はＮＯｘの生成を防ぐのに火炎温度を十分低温に維持するため燃料−空気混合気が希薄でなければならないことである。この希薄燃焼は多くの運転条件で燃焼が自己持続燃焼のために必要な熱を発生することができない。熱とラジカルとからなる補助熱源は燃焼を持続するために使用されなければならない。仮に、（化学量論的に小差の）高温で補助パイロットを使用できるとすれば、補助パイロットは希薄火炎を安定にすることが可能であるが、その一方で補助パイロットはＮＯｘ排出を大幅に増加することになる。
【０００７】
活性化したラジカルを発生するため単に熱を発生する初期燃焼は高温で燃料を熱分解して燃焼プロセスを開始する。これは、最初極少量の燃料消費を伴って始まり、温度は目に見えて高くならない。初期に発生するラジカルは連鎖反応機構によって指数関数的に増加する、枝分かれするラジカルのプールを生じる。このラジカルは多量の燃料を消費するため最終的には十分に大きな集団になり、素早い点火に結び付けることができる。ラジカルからなるプールが点火のために十分な量になるのに要する時間は“点火遅れ時間”または“誘導時間”と呼ばれる。初期温度が上昇したとき、ラジカルの発生割合は指数関数的割合で増加するため燃焼開始に必要な誘導時間が減少する。仮に、点火温度が自動点火温度よりも低いとすれば、時間に関係なく、点火は起こらない。ラジカルは高温ガスも同様に、燃焼を開始させるために新たに予混合燃料−空気混合気と混合される燃焼生成物中に含まれる。これらの以前発生したラジカルは燃焼に向けて誘導時間を大きく減少することができる。仮に、随伴されるラジカルの量が十分であれば、燃焼開始は低温であっても素早く起こり、一方随伴されるラジカルが少量であれば、長い誘導時間を必要とする。安定した燃焼にはそれ以前に燃焼した燃料から生じる高温の燃焼生成物と混合した後、直ちに予混合燃料−空気混合気の燃焼を素早く開始する必要がある。
【０００８】
上述した点を考慮して、安定した燃焼プロセスを維持しながら、ＮＯｘ排出を減少する改良されたバーナについての要望がある。
【発明の開示】
【０００９】
本出願は燃焼プロセスを持続し、安定させるのに力を貸すパイロット火炎を使用する、ガスタービン・エンジン用バーナに向けられる。開示されるバーナの一実施例は、とりわけバーナ・ハウジングと、パイロット燃焼器と、クエンチャーとを備える。
【００１０】
このバーナ・ハウジングは軸方向に対置される上流端部と下流端部とを有する。付加手段として、バーナ・ハウジングはそれぞれ燃料と空気とをバーナ・ハウジング内に形成される内室に供給するため適応させる、少なくとも１個の主燃料入口通路と、少なくとも１個の主空気入口通路とを有する。
【００１１】
パイロット燃焼器はバーナ・ハウジングの軸心に沿って配置され、濃厚燃料−空気混合気を受け入れる入口と、濃厚燃料−空気混合気がそこで燃焼して燃焼生成物を生成する燃焼室と、この燃焼室から流出する燃焼生成物を排出する出口とを有する。
【００１２】
本発明の特定の実施例では、パイロット燃焼器の出口が断面環状部を有し、出口はクエンチャーを取り囲むことを予め見通す。さらに、パイロット燃焼器の出口は第２の冷却空気をパイロット燃焼器から排出される燃焼生成物方向に向ける、半径方向に向けて外面に形成される複数の空気孔を備える。
【００１３】
クエンチャーは軸心に沿ってバーナ・ハウジングの内室に配置され、パイロット燃焼器の出口に位置決めされる。このクエンチャーは１個の空気入口と、冷却空気をパイロット燃焼器の出口方向に向け、パイロット燃焼器から排出される燃焼生成物を急冷する、半径方向に向く複数の空気出口とを有する。
【００１４】
本発明は開示されるバーナの実施例がバーナ・ハウジングの内室に配置される火炎ホルダを備えることを予め見通す。この火炎ホルダはバーナ・ハウジングと係合するベース部と、このベース部から内室にかけて軸方向下流方向に延びる細長い円筒状ブラフ体とを有する。好ましくは、火炎ホルダはクエンチャー入口と連通し、空気をそこに供給する、ホルダ内部に形成される、軸方向に延びる中心空気通路を有する。
【００１５】
本発明は開示されるバーナの代表的実施例がさらにバーナ・ハウジングの下流端部に隣接して配置される耐火要素を備えることを予め見通す。この耐火要素は内部再循環室とバーナ出口とを画成する。この内部再循環室は混合室から流れる予燃焼ガスを受け入れ、燃焼を安定させるのを助けるために上流方向に燃焼生成物の一部を再循環するように適応させる。
【００１６】
本発明は、さらに開示されるバーナがバーナ・ハウジングの軸心に沿って位置決めされ、主再循環域の前部よどみ点でバーナ・ハウジングの内室の主希薄燃焼を点火するため適応させる点火器を備えることを予め見通す。
【００１７】
本発明はまた主内部燃焼室を形成するバーナ・ハウジングと、このバーナ・ハウジング内にあって熱とラジカルとを生成する装置と、熱とラジカルとを主内部燃焼室に供給する前に急冷する機構とを備える、ガスタービン燃焼器用バーナに向けられる。好ましくは、急冷された熱とラジカルとはバーナ・ハウジングの軸心に沿って主内部燃焼室に供給される。
【００１８】
バーナ・ハウジングは軸方向に対置される上流端部と、下流端部と、それぞれ燃料と空気とをバーナ・ハウジング内に形成される主内室に供給するため適応させる、少なくとも１個の主燃料入口と、少なくとも１個の主空気入口とを有する。
【００１９】
熱とラジカルとを生成する装置はバーナ・ハウジング内に配置され、熱とラジカルとをバーナ・ハウジングの主内室に供給する。本発明はこの熱とラジカルとを生成する装置がバーナ・ハウジングの軸心に沿って配置されるパイロット燃焼器であることを予め見通す。好ましくは、パイロット燃焼器は燃料−空気混合気を受け入れる、少なくとも１個の入口と、濃厚混合気がそこで燃焼され、熱とラジカルとを生成する燃焼室と、この燃焼室から流出する熱とラジカルとを排出する出口とを備える。
【００２０】
バーナ・ハウジング内には熱とラジカルとを主内室に流入する前に直ちに急冷する機構が配置される。本発明は排出される熱とラジカルとを急冷する手段が軸心に沿ってバーナ・ハウジングの内室に配置されるクエンチャーを備えることを予め見通す。好ましくは、クエンチャーはパイロット燃焼器の出口に位置決めされ、冷却空気をパイロット燃焼器の出口方向に向け、パイロット燃焼器から排出される燃焼生成物を急冷する、半径方向に向く複数の空気出口を備える。
【００２１】
開示されるバーナの実施例はさらにバーナ・ハウジングの内室に配置される火炎ホルダを備える。この火炎ホルダはバーナ・ハウジングと係合するベース部と、このベース部から主内部燃焼室にかけて軸方向下流に方向に延びる、細長い円筒状ブラフ体とを備える。好ましくは、火炎ホルダはクエンチャー入口と連通し、空気をそこに供給する、ホルダ内部に形成される、軸方向に延びる中心空気通路を有する。
【００２２】
本発明は開示されるバーナがバーナ・ハウジングの下流端部に隣接して配置される耐火要素を備えることを予め見通す。この耐火要素は内部再循環室とバーナ出口とを画成する。この内部再循環室は主内部燃焼室から流れる予燃焼ガスを受け入れ、燃焼を安定させるのを助けるために上流方向に燃焼生成物の一部を再循環するように適応させる。
【００２３】
本発明のバーナのこれらの特徴および他の特徴とは以下に述べる好ましい実施例の詳細な説明から当業者にさらに容易に明らかになる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２４】
符号２００で表わした本出願のバーナの代表的実施例を示す図２および図３を参照する。バーナ２００は燃焼プロセスを持続し、安定させるのに力を貸すパイロット火炎２０２を使用する。このバーナ２００は、とりわけバーナ・ハウジング２０４と、パイロット燃焼器２１０と、クエンチャー２０６とを備える。バーナ・ハウジング２０４はそれぞれ軸方向に対置される上流端部２１２と下流端部２１４とを有する。任意に手段として、バーナ・ハウジング２０４はそれぞれ燃料と空気とをバーナ・ハウジング２０４に形成される内室２１９に供給するため適応させる、数個の主燃料通路２１６と数個の主空気通路２１８と有する。
【００２５】
このパイロット燃焼器２１０はバーナ・ハウジング２０４のＸ−Ｘ軸に沿って配置され、燃料−空気混合気を受け入れる入口２６０と、燃料−空気混合気がそこで燃焼され、燃焼生成物を生成する燃焼室２６２と、この燃焼室から流出する燃焼生成物を排出する出口２６４とを有する。クエンチャー２０６はバーナ・ハウジング２０４の内室２１９にＸ−Ｘ軸に沿って配置され、パイロット燃焼器２１０の出口２６４に位置決めされる。クエンチャー２０６は入口２６６と、冷却空気をパイロット燃焼器２１０の冷却部２２２の方向に向け、パイロット燃焼器から排出される燃焼生成物を急冷する、半径方向に向く複数の空気出口２６８を備える。
【００２６】
バーナ２００はラジカルと、前部よどみ点２１２で主再循環域２１４のせん断層に向けるラジカルと熱とを“発生する”低ＮＯｘ排出パイロット燃焼器２１０を備える。バーナ２００は
・高濃度のＮＯｘを放出することなく、燃焼に適する高温熱源を供給し、
・大量のラジカルを供給し（高温を保つ濃厚燃焼が非常に高レベルのラジカ        ルを生成する）、
・達成可能な最も広い安定性限界を与える
ため濃厚燃焼するパイロット２１０を使用する。
【００２７】
濃厚燃焼生成物はＮＯｘを発生する高温燃焼を防ぐため予混合希薄燃料−空気混合気と混合する前に急冷しなければならない。この濃厚燃焼は酸素レベルが低いために多量の一酸化炭素（ＣＯ）および未燃焼炭化水素と共に、少量のＮＯｘを生成する。濃厚パイロット２１０で発生した未燃焼炭化水素とＣＯとは部分的に予混合される“主”燃料が希薄燃焼する間に燃焼する。
【００２８】
濃厚・急冷・希薄（ＲＱＬ）燃焼装置は濃厚燃焼によって少量のＮＯｘを生成することを意図する。この燃焼プロセスはそのプロセスの間に燃料と化学反応するため利用できる空気量と比べてより多くの燃料が供給または消費される場合を濃厚と呼ぶ。濃厚燃焼は利用できる酸素が窒素と反応しないで燃料に含まれる水素と炭素とより多く化学反応するので、ＮＯｘ排出が減少する。濃厚燃焼はまた燃焼が非常に安定しており、直ちに点火できるので、極めて望ましい。一般に、濃厚可燃限界は希薄可燃限界よりも広く、火炎温度はより希薄な状態の希薄燃焼と比べてより濃厚な状態でも温度が早く下がらない。濃厚燃焼はまた空気の質量流量と比べたときに放出されるエネルギ量が質量流量の増加分だけ大きくなるので、高密度の熱流束を生成する。濃厚燃焼における主な不利は、１）全ての燃料が完全には化学反応できず、熱効率が低下し、２）排ガス中の未燃焼炭化水素と一酸化炭素とが共に高濃度になることである。濃厚燃焼および高い出力密度の安定性により濃厚燃焼は未燃焼炭化水素および一酸化炭素の排出が少なく、重量比あたりの高出力が望まれる、多くの用途に受け入れることができる。一般に、希薄燃焼運転中には排出レベルを低くすることは難なく達成されるので、工業用電力発生のために濃厚燃焼を単独に使用することは大勢にはなり難い。
【００２９】
濃厚・急冷・希薄概念は過剰なレベルのＮＯｘの生成を伴わず濃厚燃焼の安定性を得るため濃厚燃焼を行い、次いで、燃焼プロセスを完成させる希薄燃焼に移行する方法である。濃厚燃焼中には酸素が不十分なためＮＯｘ排出物は生成されず、希薄燃焼中には温度が低いままなので、ＮＯｘは形成されない。この希薄燃焼の間、燃焼温度は余分な空気が反応できず、熱を発生しないので、低温である。ただし、この空気は反応しない燃料と空気とによって加熱されねばならない。濃厚・急冷・希薄燃焼と関係する鍵となるまたは重要な問題は急冷プロセスである。濃厚燃焼から希薄燃焼への移行では、混合気は火炎温度が最大になり、ＮＯｘが生成する、化学量論的に理想的な混合気に変化しなければならない。この化学量論的条件での化学反応は高温のため、そしてそれ以前の濃厚燃焼の結果として存在するラジカルの大きいプールのため非常に素早く起こる。仮に、急冷プロセスが非常に素早く起こらないならば、急冷プロセスの間に起こる高温燃焼のためにＮＯｘ排出が高レベルになる。
【００３０】
再び図２および図３を参照すると、ＲＱＬ燃焼器またはパイロット２１０が旋回安定希薄部分予混合バーナ／燃焼器２００のＸ−Ｘ軸上に置かれたパイロット噴射器として使用される。このＲＱＬ燃焼器／パロット２１０は高濃度のラジカルと熱とを希薄な予混合流が主再循環域２１４の高温ガスと混合する、前部よどみ点２１２とせん断層とに供給する。本発明では、主再循環域２１４の前部よどみ点２１２位置を安定させるためＲＱＬ燃焼器／パイロット２１０の出口２１８に主予混合燃料−空気混合気の連続燃焼を安定させ、持続するのを助ける、中心ブラフ体付き火炎ホルダ２１６を使用する。
【００３１】
本発明では、この火炎ホルダ２１６はまたＲＱＬパイロット２１０の急冷部２４２に冷却空気を供給するために機能する。急冷プロセスを強めるために急冷部２４２の対峙する壁２４４から追加の冷却空気が供給される。これらの特徴は図２に最もよく示される。ＲＱＬパイロット２１０の中央の火炎ホルダ２１６はＲＱＬパイロットの出口２１８を環状通路にする。これは急冷部２４２のＲＱＬパイロット流動通路を表面積を大きく保ちながら細くし、この結果、急冷作用をより効果的にする。このような大きい表面積により急冷プロセスで使用される空気ジェットを多量に供給することができる。ＲＱＬ冷却流動通路２２２の細い空間は空気ジェットが通り抜けなければならない距離を制限する。急冷プロセスの規模は混合が化学量論的条件である時間を制限するために小さく、流速を速くしなければならない。急冷プロセスにおける混合は素早く、しかも徹底的でなければならず、急冷部２４２から流出する濃厚または化学量論的混合気の層によって局部の火炎温度を高くすることができる。
【００３２】
ＲＱＬの出口２１８での急冷プロセスは濃厚燃焼プロセスから生じるラジカルの濃度が大きいため速くなければならない。ラジカルの大きいプールにより急冷プロセスが進む間、空気から与えられる酸素と混合したとき、残りの炭化水素との反応を開始させる誘導時間を非常に早くすることができる。この急冷の寸法的規模と乱流規模とは急冷媒体として空気を使用するとき、小さくしなければならない。これは流速を速く保つ必要がある大容量ガスタービンで濃厚・急冷・希薄燃焼を燃焼の主要な形態として使用することを困難にするからである。
【００３３】
大規模に急冷するのが難しい、ＲＱＬ装装置から現われるラジカルの大きいプールは予混合気薄燃焼の要求に合わせてＲＱＬを理想のパイロット燃焼にすることが可能である。このＲＱＬパイロット排気中に含まれる高濃度のラジカルによりあまり希薄でも、そしてあまり温度が低くても安定しない、希薄燃焼の間も、素早く、安定して燃焼させることができる。エンジン失火に陥らず、希薄燃焼で運転できる能力はエンジン始動のため、そしてエンジン過速に陥らないでエンジン負荷変動に素早く応じられる、極めて有用な特性である。
【００３４】
旋回安定燃焼では、以前燃焼した燃料と空気とから生じる熱とラジカルとを火炎に向かって上流に戻す輸送手段によってプロセスが始まり、安定化する。仮に、燃焼プロセスが非常に希薄であるとすれば、予混合部分希薄燃焼システムでの燃焼も同様に、燃焼温度は低くなり、ラジカルの平衡レベルも極めて低い状態に留まる。この問題を複雑にしているのは燃焼プロセスで生成するラジカルがエンジンの高圧によって燃焼生成物の温度に見合う平衡レベルに素早く緩和するためである。これは平衡レベルに達するラジカルの緩和速度は圧力上昇に従って指数関数的に増加するのに対して、ラジカルの平衡レベルは温度の低下に従って指数関数的に減少するという、事実によるものである。
【００３５】
燃焼の開始に利用できるラジカルのレベルが高くなればなる程、燃焼プロセスはさらに早く、さらに安定になる。現代のガスタービンは高圧での運転が大勢で、ラジカルの緩和時間はラジカルを主再循環域のせん断層で生成する点から火炎前部と主再循環域のよどみ点とに向かって上流に還流するのに必要な“輸送”時間と比べて短い。結果として、輸送時間を掛けて燃料と空気とを混合し、前部よどみ点に流入してくる“新鮮な”予混合希薄燃料−空気混合気を燃焼する、火炎前部に向かって主再循環域の再循環流がラジカルを還流しても、このラジカルは安定した燃焼が始まらない、平衡レベルの低い状態に留まる。
【００３６】
本発明では、ＲＱＬパイロットの規模は小さく保たれ、燃料の大部分の燃焼は予混合気薄燃焼を行う主燃焼室２４０で起こり、ＲＱＬパイロット燃焼器２１０では起こらない。ＲＱＬパイロット燃焼器２１０はラジカルが主再循環域２１４の前部よどみ点２１２の近くで放出されるので、小さく保たれる。これは、一般に追加の熱とラジカルとを旋回安定燃焼のために供給するのに最も効率のよい場所である。ＲＱＬパイロット燃焼器２１０で生成するラジカルと熱とは効率よく使用され、その大きさは小さく、急冷プロセスは効果的である。
【００３７】
バーナ２００は主希薄燃焼を安定させるため非平衡状態にあるラジカルを利用する。ＲＱＬ急冷の出口が再循環流の前部よどみ点２１２であるので、ラジカルの急冷から利用までの時間は極めて短く、ラジカルは平衡レベルの低い状態のまま緩和しない。火炎ホルダ２１６は急冷からラジカルと予混合燃料−空気との混合までの距離と時間とが可能な限り短く、直接的であることを保証するためパイロット燃焼器２１０またはクエンチャーの急冷部２４２の出口に前部よどみ点２１２を維持する。これは本来的に厳しい熱的音響不安定性を呈する、高圧ガスタービンにとって極めて利点が大きい。航空機用ガスタービン・エンジンは重量比に対する出力を維持するため高圧比を有する。本発明は工業用高圧エンジンも同様に、これらの航空機用高圧エンジン、このエンジンから派生する航空機用工業エンジンに最も利点をもたらす。
【００３８】
本発明はまた主燃焼の点火が主再循環域２１４の前部よどみ点２１２で起こるのを許容する。大部分のガスタービン・エンジンはスパーク、すなわち発火式点火器がエンジンを点火する場所として外側再循環域（図１参照）を使用しなければならない。点火は安定した燃焼が起こる場合に点火だけを行い、点火した後は直ちに火炎を消火する。バーナ内側または主再循環域２１４は、一般に再循環ガスがある点に戻るように輸送されるので、主予混合流の外側周囲を取り囲む区域と相違して火炎を安定させるのにより相応しい場所である。再循環燃焼生成物からもたらされる熱は主再循環域２１４の前部よどみ点２１２で小領域に集中させる。燃焼はまた、図３に示されるように、前部よどみ点２１２から円錐状に外に膨張する。この下流への円錐状膨張によって上流で発生した熱とラジカルとが下流に流動したとき、火炎前部が広がり、下流での燃焼を維持することができる。図１に示される中心ブラフ体付き火炎ホルダを持たない場合の旋回安定燃焼に対照される、図２に示される中心ブラフ体付き火炎ホルダ２１６はその火炎ホルダによってより円錐状に、かつより小さい半球状に広がる火炎をどのように形成するかを示す。より円錐状になった火炎前部により点熱源が流動の全範囲に及ぶ燃焼を効果的に開始することが可能になる。熱とラジカルとの供給源は再循環高温燃焼生成物、ＲＱＬパイロット２１０またはその両者の組み合わせのいずれかである。
【００３９】
点火器を外側再循環域に配置したとき、この領域に流入する燃料−空気混合気は当該領域に安定した燃焼を維持するように火炎温度を十分に高温に保つべく濃厚に混合しなければならない。火炎は主予混合燃料と気流とが十分に濃厚で、高温になり、かつ燃料流量が一段と増加したときに生じる、十分なラジカルのプールを保持するまで、主再循環域には伝えられない。点火後に火炎が外側再循環域から内側主循環域に短時間で伝わらないときにはエンジン速度が上昇し始めた後、圧力がより高圧になった時点で火炎を伝えなければならない。燃焼器圧力が上昇し始めた後だけ外側再循環域のパイロットから主火炎の点火を移すことにより主再循環域の前部よどみ点における主火炎の点火には逆に作用する、望ましくない特性である、平衡レベルが低く推移するときもラジカルをより素早く緩和することができる。主再循環域に随伴されるラジカルの平衡レベルと、予混合主燃料−空気混合気に含まれる追加のラジカルの生成とが主再循環域を点火するのに十分である、あるレベルに達し、パイロットが十分に温度上昇するまで、主再循環域の点火を生じさせない。外側から主再循環域に伝わる火炎を得るプロセスではかなりの量の燃料が点火しない予混合主燃料−空気混合気を燃やすことなく、エンジンから流出する。同じエンジンにある他のバーナに先立って火炎が幾つかのバーナの主再循環域に移った場合、内側で安定した火炎によってより高温で燃えるバーナが全ての燃料を燃やしてしまうので、問題が発生する。このバーナの間に生じる温度変動によってエンジン部品が損傷する可能性がある。本発明はＲＱＬパイロット燃焼器２１０を用いて直接主再循環域を点火するので、これらの問題を回避することができる。ＲＱＬパイロット燃焼器２１０はエンジン全体を濃厚にすることなく、ＲＱＬパイロット燃焼器２１０内部の混合気だけを点火と同時に濃厚にすることができ、点火が容易である。
【００４０】
当業者は本開示の進歩的様相が、たとえば固体燃料バーナまたは炉内燃料バーナのようないずれの種類の燃焼器あるいはバーナにも適用できることを容易に理解する。
【図面の簡単な説明】
【００４１】
本出願に関係する当業者が本発明のバーナをどのように製作し、使用するかを容易に理解できるように参照が添付の図面に対してなされる。
【図１】図１は自己持続燃焼をつくり出す試みで生じた燃焼生成物を再循環する、従来技術によるバーナの断面図である。
【図２】図２は燃焼プロセスを維持し、安定させるのを助けるためパイロット燃焼器を備える、本発明の旋回安定バーナの断面による斜視図である。
【図３】図３はバーナ内の旋回流と、中心ブラフ体付き火炎ホルダによる主再循環域のよどみ点および火炎前部の固定状態とを示す、図２に示されるバーナの断面図である。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【国際調査報告】
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