(57)【要約】【課題】本出願およびその結果として得られる特許は、タービンの第１段バケットに流入する前に下流側のそれぞれの燃焼流の混合を促進するための第１段ノズルまたは移行ノズルの後縁部における分断面を提供する。【解決手段】例えば、一実施形態において、ガスタービンエンジンは、燃焼流れを含む燃焼器を含み得る。ガスタービンエンジンはまた、燃焼器の下流側に配置された第１段ノズルまたは移行ノズルを形成する１つまたは複数の翼形部を含み得る。その上、ガスタービンエンジンは、燃焼流れの混合を促進するために１つまたは複数の翼形部の後縁部の周りに位置決めされた流れ分断面を含み得る。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
１つまたは複数の燃焼流れを含む燃焼器（２５）と、
前記燃焼器（２５）の下流側に配置された第１段ノズル（８０）または移行ノズル（１１０）を形成する１つまたは複数の翼形部（４００）と、
前記１つまたは複数の燃焼流れの混合を促進するために前記１つまたは複数の翼形部（４００）の後縁部（４０４）の周りに位置決めされた流れ分断面（４０６）と
を含むガスタービンエンジン（１０）。
【請求項２】
前記流れ分断面（４０６）が、第１の組のスパイク（５０２）と第２の組のスパイク（５０４）とを含む、請求項１に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項３】
前記第１の組のスパイク（５０２）および前記第２の組のスパイク（５０４）が異なる深さを有する、請求項２に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項４】
前記第１の組のスパイク（５０２）および前記第２の組のスパイク（５０４）が、シェブロン状スパイクを含む、請求項２に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項５】
前記流れ分断面（４０６）が、第１の組のローブ（６０２）と第２の組のローブ（６０４）とを含む、請求項１に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項６】
前記第１の組のローブ（６０２）および前記第２の組のローブ（６０４）が、異なる深さを有する、請求項５に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項７】
前記第１の組のローブ（６０２）および前記第２の組のローブ（６０４）が、正弦波状の形状を有する、請求項５に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項８】
前記流れ分断面（４０６）が、複数の噴出口（７０２）を含む、請求項１に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項９】
前記複数の噴出口（７０２）から噴射される流体（７０４）を更に含む、請求項８に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１０】
前記第１段ノズル（８０）または前記移行ノズル（１１０）の下流側に位置決めされた第１段バケットを更に含む、請求項１に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１１】
第１段ノズル（８０）または移行ノズル（１１０）の１つもしくは複数の翼形部（４００）の後縁部（４０４）に流れ分断面（４０６）を位置決めすることと、
多数の缶型燃焼器内に多数の燃焼流を発生させることと、
流れ分断面（４０６）で燃焼流を実質的に混合することと、
混合流を第１段バケットへ流すことと
を含む方法。
【請求項１２】
複数の燃焼流れを形成する複数の缶型燃焼器と、
前記複数の缶型燃焼器の下流側に配置された第１段ノズル（８０）または移行ノズル（１１０）を形成する１つまたは複数の翼形部（４００）と、
前記複数の燃焼流れの混合を促進するために前記１つまたは複数の翼形部（４００）の後縁部（４０４）の周りに位置決めされた流れ分断面（４０６）と
を含むガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１３】
前記流れ分断面（４０６）が、第１の組のスパイク（５０２）と第２の組のスパイク（５０４）とを含む、請求項１２に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１４】
前記第１の組のスパイク（５０２）および前記第２の組のスパイク（５０４）が異なる深さを有する、請求項１３に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１５】
前記第１の組のスパイク（５０２）および前記第２の組のスパイク（５０４）が、シェブロン状スパイクを含む、請求項１３に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１６】
前記流れ分断面（４０６）が、第１の組のローブ（６０２）と第２の組のローブ（６０４）とを含む、請求項１２に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１７】
前記第１の組のローブ（６０２）および前記第２の組のローブ（６０４）が、異なる深さを有する、請求項１６に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１８】
前記第１の組のローブ（６０２）および前記第２の組のローブ（６０４）が、正弦波状の形状を有する、請求項１６に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１９】
前記流れ分断面（４０６）が、複数の噴出口（７０２）を含む、請求項１２に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項２０】
前記第１段ノズル（８０）または前記移行ノズル（１１０）の下流側に位置決めされた第１段バケットを更に含む、請求項１２に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本出願は、一般にガスタービンエンジンに関し、より詳細には、タービンの第１段バケットに流入する前に下流側のそれぞれの燃焼流の混合を促進するように構成された第１段ノズルまたは移行ノズルの後縁部に関する。
【背景技術】
【０００２】
環状燃焼器がガスタービンエンジンでしばしば使用される。一般的に説明すると、環状燃焼器は、圧縮機とタービンとの間に間隔を置いて周方向に配置される多数の個々の缶型燃焼器を含むことができる。各缶型燃焼器は、タービンの第１段に向かって下流側に導かれる燃焼ガスを個別に発生する。
【０００３】
これらの別個の燃焼流の混合は、概して、混合が行われている自由流のマッハ数と運動量およびエネルギーにおける燃焼流間の差との関数である。事実上、タービンに流入する前では実際に混合がほとんど行われないように、缶型燃焼器の出口と第１段ノズルの前縁部との間の軸方向距離が比較的小さい。
【０００４】
したがって、混合損失を最小限に抑えることが望まれる。かかる混合損失の低減により、燃焼器とタービンとの間の軸方向距離を増大させることなく、全体の圧力損失を低減することができる。したがって、そのような燃焼設計の改善により、全体のシステムの性能および効率を改善すべきである。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第７，１５９，３８３号明細書
【発明の概要】
【０００６】
したがって、本出願およびその結果として得られる特許は、タービンの第１段バケットに流入する前に下流側のそれぞれの燃焼流の混合を促進するための第１段ノズルまたは移行ノズルの後縁部における分断面を提供する。例えば、一実施形態において、ガスタービンエンジンは、燃焼流れを含む燃焼器を含み得る。ガスタービンエンジンはまた、燃焼器の下流側に配置された第１段ノズルまたは移行ノズルを形成する１つまたは複数の翼形部を含み得る。その上、ガスタービンエンジンは、燃焼流れの混合を促進するために１つまたは複数の翼形部の後縁部の周りに位置決めされた流れ分断面を含み得る。
【０００７】
本出願およびその結果として得られる特許は更に、ガスタービンエンジン内における圧力損失を抑制する方法を提供する。この方法は、第１段ノズルまたは移行ノズルの１つもしくは複数の翼形部の後縁部に流れ分断面を位置決めすることと、多数の缶型燃焼器内に多数の燃焼流を発生させることと、流れ分断面で燃焼流を実質的に混合することと、混合流を第１段バケットへ流すこととを含み得る。
【０００８】
本出願およびその結果として得られる特許は更に、ガスタービンエンジンを提供する。ガスタービンエンジンは、多数の燃焼流れを形成する多数の缶型燃焼器を含み得る。ガスタービンエンジンはまた、缶型燃焼器の下流側に配置された第１段ノズルまたは移行ノズルを形成する１つまたは複数の翼形部を含み得る。その上、ガスタービンは、燃焼流れの混合を促進するために１つまたは複数の翼形部の後縁部の周りに位置決めされた流れ分断面を含み得る。
【０００９】
本出願のこれらおよび他の特徴ならびに改良点は、複数の図面および添付の特許請求の範囲と併せて以下の詳細な説明を精査すれば、当業者には明らかになるであろう。
【００１０】
ここで、必ずしも原寸に比例したものではない、添付の図面を参照する。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】図１は、本明細書で使用することができる周知のガスタービンエンジンの概略図である。
【図２】図２は、図１のガスタービンエンジンで使用することができる缶型燃焼器の側断面図である。
【図３】図３は、図１のガスタービンエンジンで使用することができる移行ノズル燃焼システムの側断面図である。
【図４】図４は、本明細書で説明することができるノズルの概略図である。
【図５】図５は、本明細書で説明することができる流れ分断面の概略図である。
【図６】図６は、本明細書で説明することができる流れ分断面の概略図である。
【図７】図７は、本明細書で説明することができる流れ分断面の概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
ここで、複数の図を通して類似の符号が類似の要素を示す、図面を参照すると、図１が、本明細書で使用することができるガスタービンエンジン１０の概略図を示している。ガスタービンエンジン１０は、圧縮機１５を含み得る。圧縮機１５は、流入する空気２０の流れを圧縮する。圧縮機は、圧縮空気２０の流れを燃焼器２５に送給する。燃焼器２５は、圧縮空気２０の流れを加圧燃料３０の流れと混合し、この混合気に点火して、燃焼ガス３５の流れを生じさせる。単一の燃焼器２５のみが示されているが、ガスタービンエンジン１０は、任意の数の燃焼器２５を含み得る。この例において、燃焼器２５は、以下により詳細に説明する多数の缶型燃焼器の形態とすることができる。次に、燃焼ガス３５の流れが、下流側のタービン４０に送給される。燃焼ガス３５の流れは、タービン４０を駆動して、機械的仕事を生成する。タービン４０で生成された機械的仕事は、シャフト４５を介して圧縮機１５を駆動し、発電機などの外部負荷５０を駆動する。
【００１３】
ガスタービンエンジン１０は、天然ガス、様々な種類の合成ガス、および／または他の種類の燃料を使用することができる。ガスタービンエンジン１０は、ゼネラル・エレクトリック社（ニューヨーク州スケネクタディ市）などが提供するガスタービンエンジンなどの多数の異なるガスタービンエンジンのうちのいずれかとすることができる。ガスタービンエンジン１０は、異なる構成を有することができ、他の種類の構成要素を使用することができる。本明細書では、他の種類のガスタービンエンジンも使用することができる。本明細書では、複数のガスタービンエンジン、他の種類のタービン、および他の種類の発電設備も一緒に使用することができる。
【００１４】
図２は、タービンエンジン１０に使用することができる燃焼システム２５の一例を示している。典型的な燃焼システム２５は、多数の燃料ノズル６５を備えたヘッド端部６０を含み得る。ライナ６８および移行部品７０は、燃料ノズル６５の下流側へタービン４０の多数の第１段ノズルベーン８０の周りの後方端部７５まで延びることができる。衝突スリーブ８５は、ライナ６８および移行部品７０を取り囲むことができ、ライナ６８および移行部品７０に冷却流れを提供することができる。他の種類の燃焼器２５および他の種類の構成要素および他の構成も知られていている。
【００１５】
圧縮システム１５または別の場所からの冷却流れ９０は、衝突スリーブ８５を通過することができる。冷却流れ９０は、ライナ６８および移行部品７０を冷却するために使用することができ、ひいては、燃焼ガス３５の流れを装入する（ｃｈａｒｇｉｎｇ）のに少なくとも部分的に使用することができる。流れ９０の一部は、後方端部７５に向かって進むことができ、第１段ノズルベーン８０および関連する構成要素を冷却するために使用することができる。他の種類の冷却流れを使用することができる。したがって、冷却流れ９０の一部の損失は、その一部の流れ９０が燃焼流れ３５を装入するために使用されないために寄生損失をもたらす。本明細書では、他の構成要素および他の構成も使用することができる。
【００１６】
図３は、本明細書で説明することができる移行ノズル燃焼システム１００の一部の例を示している。移行ノズル燃焼システム１００は、移行ノズル１１０を含み得る。移行ノズル１１０は、上で説明したのと同様に、ライナと、移行部品と、第１段ノズルベーンとの統合型構成を有する。移行ノズル１１０は、燃料ノズル６５の周りのヘッド端部１２０から、流れ領域１３０、および第１のタービン段１５０における多数のバケットブレードの周りの移行ノズル後方端部１４０まで延びる。したがって、移行ノズル燃焼システム１００は、統合型燃焼システムと見なすことができる。本明細書では、他の構成の他の種類の燃焼器を使用することができる。
【００１７】
ある特定の実施形態では、図４に描かれているように、第１段ノズルベーン８０および／または移行ノズル１１０の後縁部（すなわち、下流側縁部）が、燃焼流れの混合を促進するための流れ分断面を含み得る。つまり、第１段ノズルベーン８０および／または移行ノズル１１０の後縁部は、シェブロン混合構成要素、ローブ混合構成要素、および／またはフルイディクス混合構成要素を含み得る。このように、第１段ノズルベーン８０および／または移行ノズル１１０の後縁部形状は、システムの全体の圧力損失を低減するために、燃焼流れの混合を促進するように構成することができる。その結果、第１段ノズルベーン８０および／または移行ノズル１１０の後縁部形状は、第１段バケットへの高サイクル疲労負荷および熱負荷を低減することができる。第１段ノズルベーン８０および／または移行ノズル１１０は、移行部品および／または燃焼器と一体であってもなくてもよい。
【００１８】
図４は、第１段ノズル８０および／または移行ノズル１１０の翼形部４００の実施形態を示している。一例において、第１段ノズルの翼形部４００は、前縁部４０２と後縁部４０４とを含み得る。後縁部４０４は、流れ分断面４０６を含み得る。流れ分断面は、燃焼流れ４０８の混合を促進するように構成することができる。つまり、流れ分断面は、第１段バケットに流入する前に、下流側の燃焼流れ４０８の混合を促進するように構成することができる。流れ分断面４０６は、スパイク、シェブロン、ローブ、および／または噴出口を含み得る。
【００１９】
第１段ノズルおよび／または移行ノズルの翼形部４００の後縁部４０４の分断面４０６での混合の促進により生じる温度場および速度場の均一性の向上は、下流側のロータブレード列の機械的および熱的耐久性に有益である。これは、少ないノズル数または移行ノズル構成に特に有益である。混合の促進は、第１段ノズルの翼形部４００の後縁部４０４の周りに配置されたスパイク、シェブロン、ローブ、および／または噴出口の使用により生じる。この混合の促進は、自発的な混合に比べて圧力損失を増大させる。第１段ノズルおよび／または移行ノズルの翼形部４００の後縁部４０４の周りに流れ分断面４０６を追加することにより、バケット領域内で行われる混合の量が最小限に抑えられる。第１段ノズルおよび／または移行ノズルの翼形部４００の後縁部４０４による混合の促進により被る更なる圧力損失は、ノズルウェーク（ｎｏｚｚｌｅ  ｗａｋｅ）が下流側のバケットで生じた場合に被る混合損失よりもはるかに小さい。また、混合の促進は、ノズルのウェーク強度（ｗａｋｅ  ｓｔｒｅｎｇｔｈ）およびバケットへの高サイクル疲労負荷を低減し、より経済的なノズル構成（限定されるものではないが、より少ない数および／またはノズルとバケットとのより近接した軸方向間隔など）の選択を可能にする。更に、混合の促進は、流入速度および熱流分布をより均一にし、均一にすることにより、バケットへのガス負荷および熱的負荷が低減され、それにより、バケットの耐久性が改善する。
【００２０】
図５〜図７は、本明細書で説明することができる図４の流れ分断面４０６の多数の異なる実施形態を示している。例えば、図５に描かれているように、図４の流れ分断面４０６は、シェブロン混合継手（ｃｈｅｖｒｏｎ  ｍｉｘｉｎｇ  ｊｏｉｎｔ）５００とすることができる。場合により、シェブロン混合継手５００は、第１の組のシェブロン状スパイク５０２と、対をなす第２の組のシェブロン状スパイク５０４とを含み得る。図示するように、第１および第２の組のシェブロン状スパイク５０２、５０４の深さおよび角度は異なっていてもよい。同様に、シェブロン状スパイク５０２、５０４の数、サイズ、形状、および構成は各々異なっていてもよい。本明細書では、他の構成要素および他の構成を使用することができる。
【００２１】
図６は、本明細書で説明することができる図４の流れ分断面４０６の更なる実施形態を示している。この実施形態では、ローブ混合継手６００が示されている。ローブ混合継手６００は、第１の組のローブ６０２と第２の組のローブ６０４とを含んでもよい。第１および第２の組のローブ６０２、６０４は、概ね正弦波状の形状を有することができ、互いに噛み合うことができる。第１および第２の組のローブ６０２、６０４の深さおよび形状はまた異なっていてもよい。ローブ６０２、６０４の数、サイズ、形状、および構成は異なっていてもよい。本明細書では、他の構成要素および他の構成を使用することができる。
【００２２】
図７は、図４の流れ分断面４０６の更なる実施形態を示している。この例において、図４の流れ分断面４０６は、図示するように、フルイディクス混合継手７００の形態とすることができる。フルイディクス混合継手７００は、流れ分断面４０６として機能する多数の噴出口７０２を含み得る。噴出口７０２は、流体７０４を燃焼流れに噴射することができる。噴出口７０２の数、サイズ、形状、および構成は異なっていてもよい。同様に、流体７０４の性質は異なっていてもよい。本明細書では、他の構成要素および構成を使用することができる。
【００２３】
本明細書で説明する流れ分断面の実施形態は、単に例示を目的とするものである。本明細書では、燃焼流れの混合を促す任意の他の流れ分断面形状または他の種類の流れ分断面を使用することができる。本明細書では、異なる種類の流れ分断面を一緒に使用することができる。本明細書では、他の構成要素および他の構成も使用することができる。
【００２４】
前述の記述が本出願のある特定の実施形態のみに関するものであること、ならびに以下の特許請求の範囲およびその均等物により定義される本開示の一般的な精神および範囲から逸脱することなく、当業者が、本明細書において数多くの変更および修正を行うことができることは明らかであろう。
【符号の説明】
【００２５】
１０  ガスタービンエンジン
１５  圧縮機
２０  空気
２５  燃焼器
３０  燃料
３５  燃焼ガス
４０  タービン
４５  シャフト
５０  外部負荷
６０  ヘッド端部
６５  燃料ノズル
６８  ライナ
７０  移行部品
７５  後方端部
８０  第１段ノズル
８５  衝突スリーブ
９０  冷却流れ
１００  移行ノズル燃焼システム
１１０  移行ノズル
１２０  ヘッド端部
１３０  流れ領域
１４０  移行ノズル後方端部
１５０  第１のタービン段
４００  翼形部
４０２  前縁部
４０４  後縁部
４０６  流れ分断面
４０８  燃焼流れ
５００  シェブロン混合継手
５０２  第１の組のスパイク
５０４  第２の組のスパイク
６００  ローブ混合継手
６０２  第１の組のローブ
６０４  第２の組のローブ
７００  フルイディクス混合継手
７０２  噴出口
７０４  流体
【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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