(57)【要約】【課題】タービンで使用する燃焼ノズル（１００）を提供する。【解決手段】本燃焼ノズル（１００）は、中心本体（１２０）と、該中心本体（１２０）から延びる円錐体（１３０）とを含むことができる。円錐体（１３０）は、その中に配置された幾つかの開口（１４０）を含むことができる。【選択図】      図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンで使用する燃焼ノズル（１００）であって、
中心本体（１２０）と、
前記中心本体（１２０）から延びる円錐体（１３０）と、を含み、
前記円錐体（１３０）が、その中に配置された複数の開口（１４０）を含む、
燃焼ノズル（１００）。
【請求項２】
前記円錐体（１３０）が、ニッケル又はコバルト合金を含む、請求項１記載の燃焼ノズル（１００）。
【請求項３】
前記円錐体（１３０）が、２０〜７０度の長手方向中心軸線（１３５）からの角度を含む、請求項１記載の燃焼ノズル（１００）。
【請求項４】
前記円錐体（１３０）が、２５．４ミリメートル〜３０５ミリメートル（１インチ〜１２インチ）の長さを含む、請求項１記載の燃焼ノズル（１００）。
【請求項５】
前記複数の開口（１４０）が、１．２７〜１２．７ミリメートル（０．０５〜０．５インチ）の直径を含む、請求項１記載の燃焼ノズル（１００）。
【請求項６】
前記複数の開口（１４０）が、１０〜２０００個の開口を含む、請求項１記載の燃焼ノズル（１００）。
【請求項７】
ノズル円錐体（１３０）を通してまた該ノズル円錐体（１３０）の周りで燃焼室（１６０）に空気及び燃料流（１８５）を導く方法であって、
前記ノズル円錐体（１３０）内の複数の開口（１４０）を通して前記空気及び燃料流（１８５）の一部分（１９０）を強制的に流す段階と、
前記空気及び燃料流（１８５）の一部分（１９０）が前記複数の開口（１４０）から流出した時に、該空気及び燃料流の一部分を燃焼させる段階と、
前記ノズル円錐体（１３０）を越えて前記空気及び燃料流（１８５）の残部（１９５）を流す段階と、
前記空気及び燃料流（１８５）の残部（１９５）を前記燃焼室（１６０）内で燃焼させる段階と、
を含む、空気及び燃料流（１８５）を導く方法。
【請求項８】
前記一部分（１８５）が、１０〜９０パーセントの範囲にある、請求項７記載の空気及び燃料流（１８５）を導く方法。
【請求項９】
前記複数の開口が、１０〜２０００個の開口を含む、請求項７記載の空気及び燃料流（１８５）を導く方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、総括的にガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービン燃焼室で使用する燃焼ノズルに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジン内での希薄予混合燃焼は、動的不安定性のような燃焼誘発振動を生じ易い傾向がある。そのような不安定性のリスクは、ＮＯｘエミッションを低減するためにそのような希薄予混合システムの火炎温度を継続的に低下させた場合に、増大する。少なくともメタン含有量が高い燃料の場合には、火炎温度は、希薄吹消え限界近くまでにされる。そのような希薄混合気では、局所的燃料対空気混合比の僅かな変動により、局所的発熱及び発熱率に周期的変動が生じる可能性がある。発熱変動が燃焼室内に生じる音圧変動と構成的に位相が一致した時に、離散振動周波数又は音調は、その振幅が増加する可能性がある。
【０００３】
現在の希薄予混合燃焼器は、より希薄になりかつより空間的に一様になっているので、許容不能なほど高いレベルの動的挙動（ダイナミックス）が生じるリスクが高くなる可能性がある。燃焼ダイナミックスは一般的に、燃料噴射ポイントを移動させて噴射ポイントから火炎前面までの燃料輸送時間を変更することによって、或いは燃料噴射オリフィス寸法を変化させて開口を通しての圧力低下及び音響インピーダンスを変更することによって、或いはチャンバ又はノズル形状を修正して渦の励振、周波数及び振幅、又は火炎形状に影響を与えることによって緩和されてきた。これらの緩和の努力は、発熱のあらゆる摂動を燃焼室内における圧力又は音響摂動と強制的に位相不一致にする（すなわち、位相一致を破壊する）ようにしている。燃焼システムに音響減衰を付加することにより、燃焼ダイナミックスも低減されてきた。しかしながら、これらの方法は通常、試行錯誤を必要とし、費用がかかりまた不確実なものとなるおそれがある。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
従って、動的不安定性を低減又は排除しながら、適切なＮＯｘエミッション規制を満たす改良型の希薄予混合燃焼システムに対する要望がある。本システムは、全体的なエンジン効率を維持し、かつ燃料混合品質に対する裕度を備えるのが好ましい。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
従って、本出願は、タービンで使用する燃焼ノズルについて記述する。本燃焼ノズルは、中心本体と、該中心本体から延びる円錐体とを含むことができる。円錐体は、その中に配置された幾つかの開口を含むことができる。
【０００６】
円錐体は、ニッケル又はコバルト合金で作ることができる。円錐体は、約２０〜約７０度の長手方向中心軸線からの角度を含むことができる。円錐体は、約１インチ〜約１２インチ（約２５．４ミリメートル〜約３０５ミリメートル）の長さを含むことができる。開口は、約０．０５〜約０．５インチ（約１．２７〜約１２．７ミリメートル）の直径を含むことができる。約１０〜約２０００個の開口を用いることができる。
【０００７】
本出願はさらに、ノズル円錐体を通してまた該ノズル円錐体の周りで燃焼室に空気及び燃料流を導く方法について記述する。本方法は、ノズル内の幾つかの開口を通して空気及び燃料流の一部分を強制的に流す段階と、空気及び燃料流の一部分が幾つかの開口から流出した時に該空気及び燃料流の一部分を燃焼させる段階と、ノズルを越えて空気及び燃料流の残部を流す段階と、空気及び燃料流の残部を燃焼室内で燃焼させる段階とを含む。
【０００８】
一部分は、約１０〜約９０パーセントの範囲にある。空気及び燃料流の一部分が幾つかの開口から流出した時に該空気及び燃料流の一部分を燃焼させる段階は、幾つかの離散反応ゾーン内で燃焼させる段階を含むことができる。空気及び燃料流の一部分が幾つかの開口から流出した時に該空気及び燃料流の一部分を燃焼させる段階は、幾つかの燃料輸送時間を含むことができる。ノズル内の幾つかの開口を通して空気及び燃料流の一部分を強制的に流す段階は、非旋回流を含むことができ、またノズルを越えて空気及び燃料流の残部を流す段階は、旋回流を含むことができる。本方法はさらに、空気及び燃料流の一部分における燃料及び空気流の比率を変更する段階を含むことができる。
【０００９】
本出願はさらに、ガスタービンエンジンについて記述する。本ガスタービンエンジンは、スワーラと、該スワーラ内に配置された分散型ジェット燃焼ノズル組立体と、該分散型ジェット燃焼ノズル組立体の周りに配置された燃焼室とを含むことができる。
【００１０】
分散型ジェット燃焼ノズル組立体は、幾つかの開口がその中に配置された円錐体を含むことができる。円錐体は、約２０〜約７０度の長手方向中心軸線からの角度と、約１インチ〜約１２インチ（約２５．４ミリメートル〜約３０５ミリメートル）の長さとを含むことができる。開口は、約０．０５〜約０．５インチ（約１．２７〜約１２．７ミリメートル）の直径を含むことができる。約１０〜約２０００個の開口を用いることができる。
【００１１】
本出願のこれらの及びその他の特徴は、幾つかの図面及び特許請求の範囲と共に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。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１２】
次に、幾つかの図全体を通して同じ参照符合が同様の要素を表す図面を参照すると、図１及び図２は、本出願の１つの態様による分散型ジェット燃焼ノズル組立体１００を示す。図示するように、ノズル組立体１００は、ノズルバックプレート１１０を含む。ノズルバックプレート１１０は、形状が大型の円形とすることができるが、本明細書では他の形状を用いることもできる。ベース１１０は、中心本体１２０に至る。中心本体１２０は、中空管の形態とすることができる。中心本体１２０は、バックプレート１１０に結合するか又は該バックプレート１１０と一体形に形成することができる。
【００１３】
中心本体１２０は次に、円錐フレームホルダすなわちノズル円錐体１３０に拡大する。ノズル円錐体１３０の角度及び寸法は変化させることができる。ノズル円錐体１３０は、約２０〜約７０度の長手方向中心軸線１３５からの角度を有することができる。（ノズル円錐体１３０自体は、約４０〜約１４０度の円錐角を有することができる。）ノズル円錐体１３０は、約１インチ〜約１２インチ（約２５．４ミリメートル〜約３０５ミリメートル）の長さを有することができるが、本明細書ではあらゆる寸法を用いることができる。
【００１４】
ノズル円錐体１３０は、その中に配置された幾つかのジェットすなわち開口１４０を有する。開口１４０は、ノズル円錐体１３０を貫通して延びる穿孔である。ノズル円錐体１３０は、約１０〜約２０００個の開口１４０を有することができるが、本明細書ではあらゆる数の開口１４０を用いることができる。開口１４０は、あらゆる所望の寸法、形状又は角度を有することができる。この実施例では、開口１４０は、約０．０５〜約０．５インチ（約１．２７〜約１２．７ミリメートル）の直径を有することができる。ノズル円錐体１３０は全体として、ニッケル又はコバルト合金で作ることができ、これら合金は、優れた耐熱性を有する断熱皮膜、セラミックス、セラミック複合材、又は同様のタイプの材料と共に使用することができ、或いはそれら材料と共に使用しない場合もある。
【００１５】
図２に示すように、ノズル組立体１００は、燃料−空気ミキサのスワーラ組立体１５０及び燃焼缶１６０内又はその周りに配置することができる。スワーラ１５０及び燃焼缶１６０は、公知の構造のものとすることができる。燃料流１７０を、幾つかの燃料噴射装置１７５を介して又はその他の方法でノズル１００にまた該ノズル１００の周りに供給することができる。同様に、燃焼空気流１８０は、ノズル１００及びスワーラ１５０の周りに供給される。燃料流１７０及び気流１８０は次に、スワーラ１５０の周りを通りノズル組立体１００の中心本体１２０に向かって燃料及び空気の混合流１８５として流れる。
【００１６】
混合流１８５の一部分は、部分流１９０としてノズル円錐体１３０の開口１４０を通って流れる。部分流１９０は、ノズル円錐体１３０の開口１４０を通る圧力によって押し進められ、次に点火される。従って、部分流１９０は、穿孔ノズル円錐体１３０を通るアレイとして燃焼する。ノズル円錐体１３０を通過する部分流１９０の量は、部分的にノズル円錐体１３０自体の寸法及び形状の関数である。部分流は、ノズル組立体１００の残部に対するノズル円錐体１３０の寸法、形状及び有効流路面積に応じて１０〜９０％の間で変化することができる。
【００１７】
混合流１８５の残部は、残部流１９５としてノズル円錐体１３０の背面を冷却する。残部流１９５は次に、ノズル円錐体１３０の下流での渦崩壊によって膨張及び再循環し、次に燃焼室１６０内で燃焼する。中心再循環ゾーン内での燃焼の性質は、ノズル円錐体１３０の角度を含む多くのパラメータによって影響を受けることになる。
【００１８】
従って、ノズル組立体１００は、部分流１９０がノズル円錐体１３０内の開口１４０を通して再方向付けされかつ離散小ジェットのアレイとして燃焼することを考えると、燃焼誘発離散振動周波数と殆ど協調することはない。具体的には、開口１４０は、発熱を多様な離散反応ゾーン内に分散し、各ゾーンが燃焼室１６０全体の空間規模よりも非常に小さい空間規模で反応するように間隔をあける。これにより、燃焼室１６０内の特定の音響共鳴周波数において構成的に結合することができる放出エネルギーの量が効果的に制限される。従って、ノズル円錐体１３０を通る開口１４０のアレイを使用することにより、離散ダイナミックスが緩和されかつエミッションが改善される。
【００１９】
さらに、開口１４０のアレイはまた、燃料輸送時間の多様性をもたらす。この多様性により、時間内に発熱が分散され或いは消失される。具体的には、各開口１４０は、その独自の関連輸送時間、すなわち燃料噴射ポイントと燃焼ポイントとの間の時間を有する。このことにより、特定の燃焼室音響共鳴周波数において構成的に結合する可能性がある発熱エネルギーの量が効果的に制限される。比較的大きな円錐体１３０はまた、該ノズル円錐体１３０が偶発的音響エネルギーを弱める傾向にあるという点で、燃焼室１６０の音波に対して受動的減衰作用を有する。
【００２０】
ノズル組立体１００を使用することによりまた、燃焼室１６０における渦崩壊から下流中心再循環ゾーンまでの「ベンチレーション」が得られる。具体的には、開口１４０の拡大アレイは、中心再循環ゾーン内に非旋回流を直接噴射する。このことは、中心再循環ゾーン内の寸法及びバルク滞留時間を減少させる。これが次に、反応物質が主ゾーン（火炎）温度で費やす平均時間を短縮することによってＮＯｘ生成を低減する。ＮＯｘ生成の「時間及び温度」の概念は、２９００°Ｆ（約１５９３℃）以上の火炎温度で次第に大きくなる。この温度において、熱ＮＯｘ発生メカニズムが加速し始め、システム全体のＮＯｘレベルに対する寄与が、著しく増加し始めるおそれがある。
【００２１】
開口１４０による分散型燃焼ゾーンはまた、ノズル組立体１００に隣接して燃料多段化領域を形成する。中心本体１２０付近の燃料／空気比を変更することにより、開口１４０を通って流れる部分流１９０が残部流１９５に比較してより高い等量比で燃焼することが可能になる。これは、点火、機械加速、低負荷運転又は急荷重伝達における利点を有することができる。従って、単一の大型ノズル組立体１００は、缶内の複数のノズルと置き換えることができることになる。この置き換えにより、燃焼システム及びエンジン全体の著しい部品数低減及び原価節減を達成することができる。
【００２２】
以上の説明は、本出願の好ましい実施形態のみに関するものであること、また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全体的技術思想及び技術的範囲から逸脱せずに当業者が本発明において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。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１】本出願の１つの態様による分散型ジェット燃焼ノズル組立体のノズル円錐体の斜視図。
【図２】ガスタービンの燃焼室に対して配置した、図１の分散型ジェット燃焼ノズル組立体の部分側面断面図。
【符号の説明】
【００２４】
１００  分散型ジェット燃焼ノズル組立体
１１０  バックプレート
１２０  中心本体
１３０  ノズル円錐体
１３５  長手方向中心軸線
１４０  開口
１５０  スワーラ組立体
１６０  燃焼缶
１７０  燃料流
１７５  燃料噴射装置
１８０  燃焼空気流
１８５  混合流
１９０  部分流
１９５  残部流
【図１】
2008076042.tif 000003
【図２】
2008076042.tif 000004