(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも二つの燃料段（１４０、２３０、１４２、３６０）を含む燃料装置（３０６）と、
少なくとも一つの捕捉渦空洞（７０、２０２）であって、前記両燃料段の第１段が燃料を該捕捉渦空洞に供給するように構成されている捕捉渦空洞（７０、２０２）と、
前記捕捉渦空洞の半径方向内方にある少なくとも二つのミキサアセンブリ（３０８、３１０）であって、前記両燃料段の第２段が燃料を該ミキサアセンブリに供給するように構成されているミキサアセンブリ（３０８、３１０）と、
前記少なくとも二つのミキサアセンブリの上流のディフューザ（４４）と
を含むガスタービン（１０）用燃焼器。
【請求項２】
前記燃料装置と連通する少なくとも一つの燃料噴射器アセンブリ（３０４）をさらに含み、前記燃料噴射器アセンブリ（３０４）は燃料を前記捕捉渦空洞と前記少なくとも二つのミキサアセンブリとに供給するように構成されている、請求項１記載の燃焼器。
【請求項３】
前記ガスタービンは定格出力を有し、前記燃料器は、前記ガスタービンエンジンが定格エンジン出力の第１の割合以下で作動する時、前記捕捉渦空洞（７０）にだけ供給された燃料により作動するよう構成されている、請求項１記載の燃焼器。
【請求項４】
前記燃料器は、さらに、前記ガスタービンが定格エンジン出力の前記第１の割合以上で作動する時、前記少なくとも二つのミキサアセンブリ（９６）と前記捕捉渦空洞とに供給された燃料により作動するように構成されている、請求項３記載の燃焼器。
【請求項５】
少なくとも二つの捕捉渦空洞を含み、前記二つの燃料段の第１段が燃料を前記両捕捉渦空洞に供給するように構成されている、請求項１記載の燃焼器。
【請求項６】
少なくとも二つの捕捉渦空洞を含み、前記少なくとも二つのミキサアセンブリは前記少なくとも二つの渦空洞の半径方向内方にある、請求項１記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項７】
前記の少なくとも二つのミキサアセンブリの半径方向外方にある燃焼器ライナをさらに含み、前記燃焼器ライナは外側ライナ（４０）と内側ライナ（４２）とからなる、請求項１記載の燃焼器。
【請求項８】
前記の少なくとも一つの捕捉渦空洞は前記燃焼器外側ライナ（４０）の一部分（７２）によって画成されている、請求項７記載の燃焼器。
【請求項９】
捕捉渦空洞（７０、２０２）を含む燃焼器（１６）を用いてガスタービンエンジンからの排出物の量を減らす方法であって、
少なくとも二つの燃料段（１４０、２３０、１４２、３６０）を含む燃料装置（３０６）を用いて、該両燃料段の第１段で燃料を前記捕捉渦空洞に供給する段階と、
空気流を前記燃焼器内に導き、前記空気流の一部分をディフューザ（４４）の下流にあり且つ前記捕捉渦空洞の半径方向内方にある少なくとも二つのミキサアセンブリ（３０８、３１０）に供給し、前記空気流の一部分を前記捕捉渦空洞に供給する段階と、
前記両燃料段の第２段で燃料を前記ミキサアセンブリに供給する段階と
からなる方法。
【請求項１０】
前記燃焼器は少なくとも二つの捕捉渦空洞を含み、
前記方法は、エンジン緩速出力運転状態中燃料を前記両捕捉渦空洞内だけに噴射し、エンジン増大出力運転状態中燃料を前記ミキサアセンブリ内と前記両捕捉渦空洞内とに噴射することを特徴とする、請求項９記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の背景】
本発明は一般的には燃焼器に関し、特にガスタービン燃焼器に関する。
【０００２】
世界的な空気汚染の懸念に対して米国内でも国際的にも比較的厳しい排出基準が定められている。航空機は米国環境保護庁（ＥＰＡ）と国際民間航空機関（ＩＣＡＯ）の基準に従っている。これらの基準は、空港付近における航空機からの窒素酸化物（ＮＯｘ）と未燃焼炭化水素（ＨＣ）と一酸化炭素（ＣＯ）の排出を規制するものであり、これらの排出物は都市の光化学スモッグ問題をひき起こす。ほとんどの航空機エンジンは、過去５０年間にわたるエンジン開発によって有用性が実証されている燃焼器の技術と理論を用いることにより、現今の排出基準に適合し得る。しかし、世界的な環境問題はますます重大になりつつあるので、将来の排出基準が現今の燃焼器技術の能力の範囲内に収まるという保証はない。
【０００３】
一般に、エンジン排出物は２種類、すなわち、高い火炎温度によって発生するもの（ＮＯｘ）と、燃料空気反応を不完全にする低い火炎温度によって発生するもの（ＨＣとＣＯ）とに分類される。両種の汚染物が最少になる小さな窓が存在する。しかし、この窓が有効であるためには、反応物を良く混ぜなければならない。そうすれば、ＮＯｘが発生する高温スポットと、ＣＯとＨＣが発生する低温スポットなしに混合気全体にわたって均等な燃焼が発生する。高温スポットは、燃料と空気の混合が、全ての燃料と空気が反応する時（すなわち、生成物内に未燃の燃料と空気が存在しない時）の特定比付近にあるところで発生する。この混合は化学量論混合と呼ばれる。低温スポットは、過剰空気が存在する場合（希薄燃焼と呼ばれる場合）か、あるいは過剰燃料が存在する場合（濃密燃焼と呼ばれる場合）に発生し得る。
【０００４】
最新のガスタービン燃焼器は、高速空気を微細噴霧燃料と混ぜる１０〜３０個のミキサを備えている。これらのミキサは通常、スワーラの中心に配置された単一燃料噴射器からなり、スワーラは流入空気を旋回させて保炎性と混合を良くする。燃料噴射器とミキサは燃焼器ドームに配置される。
【０００５】
一般に、ミキサ内の燃料空気比は濃密である。ガスタービン燃焼器の全体的な燃焼器燃料空気比は希薄であるから、追加空気が個別希釈孔を経て加えられ、その後燃焼器から流出する。噴射燃料の気化と混合が燃焼前に必要であるドームと、空気が濃密ドーム混合気に加えられる希釈孔の付近とで貧弱な混合と高温スポットが発生する可能性がある。
【０００６】
適当に設計された濃密ドーム燃焼器は、広範な可燃限界を有する非常に安定な装置であり、そして少量のＨＣおよびＣＯ排出物と、容認し得るＮＯｘ排出物とを発生することができる。しかし、濃密ドーム燃焼器には基本的な制限が存在する。なぜなら、濃密ドーム混合気は化学量論的または最大ＮＯｘ発生域を通過した後燃焼器を出なければならないからである。これは特に重要である。なぜなら、最新ガスタービンの運転圧力比（ＯＰＲ）はサイクル効率と密集性を改善すると増加するので、燃焼器入口温度および圧力がＮＯｘ発生率を顕著に高めるからである。排出基準がより厳重になりそしてＯＰＲが増加するにつれ、伝統的な濃密ドーム燃焼器がその要求に適合していけるとは思われない。
【０００７】
当該技術の一つの希薄ドーム燃焼器は二重環状燃焼器（ＤＡＣ）と呼ばれる。なぜなら、それは各燃料ノズルに２つの半径方向に重ね合わせたミキサを備え、これらのミキサは、燃焼器の前から見ると、２つの環状リングのように見えるからである。追加列のミキサは、相異なる状態での運転のための調整を可能にする。緩速時には、外側ミキサに燃料供給がなされ、これは、緩速状態で効率良く作用するように設計される。より高い出力時には、両方のミキサに燃料供給がなされ、燃料と空気の大部分が内側環状域に供給され、これは、比較的高い出力で最も効率良くかつ少ない排出量で作用するように設計される。ミキサは各ドームでの最適作用に対して調整されているので、ドーム間の境界は大きな区域にわたってＣＯ反応を抑制し、これによりこれらの設計のＣＯは同様の濃密ドーム単一環状燃焼器（ＳＡＣ）より多くなる。このような燃焼器は低出力排出物と高出力ＮＯｘとの妥協の産物である。
【０００８】
他の公知の設計は、希薄ドーム燃焼器の使用により、上述の問題を軽減する。別々のドームにおいてパイロット段と主段とを分けそしてその境界においてかなりのＣＯ抑制域を設ける代わりに、ミキサが同装置内に、同心ではあるが別々のパイロット空気流と主空気流を発生する。しかし、低出力ＣＯ／ＨＣおよび煙排出の同時制御はこのような設計では困難である。なぜなら、燃料と空気の混合を増進すると、しばしば多量のＣＯ／ＨＣ排出物が発生するからである。旋回主空気は当然パイロット火炎を同伴してそれを吹き消そうとする。燃料噴霧が主空気に混入することを防ぐために、パイロットは狭角噴霧を発生する。その結果、低旋回数流れに特有の長い噴流火炎が生じる。このようなパイロット火炎は多量の煙、一酸化炭素および炭化水素排出物を発生しそして安定性が低い。
【０００９】
【発明の概要】
一実施例において、ガスタービンエンジン用の燃焼器が、エンジンの低出力、中間出力および高出力運転中、高い燃焼効率と、少ない一酸化炭素、亜酸化窒素および煙排出量で作用する。燃焼器には燃料送給装置が含まれ、少なくとも二つの燃料段と、少なくとも一つの捕捉渦空洞と、捕捉渦空洞の半径方向内方にある少なくとも一つのミキサアセンブリとを備えている。両燃料段はパイロット燃料回路と主燃料回路とを含み、パイロット燃料回路は燃料噴射器アセンブリによって燃料を捕捉渦空洞に供給し、そして主燃料回路も燃料噴射器アセンブリによって燃料をミキサアセンブリに供給する。
【００１０】
低出力運転中、燃焼器はパイロット燃料回路だけを用いて作用し、そして燃料は捕捉渦空洞に供給される。捕捉渦空洞内に発生した燃焼ガスは旋回し、そして混合気が燃焼室に入る前に混合気を安定化する。混合気は低出力運転中安定化するので、燃焼器作用効率が維持されそして排出物が制御される。増大出力運転中、燃焼器は主燃料回路を用いて作用し、そして燃料は捕捉渦空洞とミキサアセンブリとに供給される。ミキサアセンブリは燃料を燃焼器全体にわたって均等に分散し、従って、燃焼室内の火炎温度を減らす。その結果、エンジンの低出力、中間出力および高出力運転中、少ない一酸化炭素、亜酸化窒素および煙排出量を制御し維持しながら高い燃焼効率で作用する燃焼器が設けられる。
【００１１】
【発明の詳述】
図１はガスタービンエンジン１０の概略図であり、エンジン１０は低圧圧縮機１２と高圧圧縮機１４と燃焼器１６を含み、さらに高圧タービン１８と低圧タービン２０を含んでいる。
【００１２】
運転中、空気が低圧圧縮機１２を通流しそして圧縮空気が低圧圧縮機１２から高圧圧縮機１４に供給され、高度に圧縮された空気が燃焼器１６に送給される。燃焼器１６からの気流（図１に示してない）がタービン１８、２０を駆動する。
【００１３】
図２は図１に示したエンジン１０のようなガスタービンエンジン用の燃焼器３０の断面図である。一実施例において、ガスタービンエンジンは、オハイオ州シンシナティのゼネラル・エレクトリック・カンパニイから市販されているＧＥＦ４１４エンジンである。燃焼器３０は環状外側ライナ４０と、環状内側ライナ４２と、外側ライナ４０と内側ライナ４２との間に延在するドーム付き入口端４４とを含んでいる。ドーム付き入口端４４は低面積比ディフューザの形状を有する。
【００１４】
外側ライナ４０と内側ライナ４２は燃焼器ケーシング４６から半径方向内方に隔てられそして燃焼室４８を画成している。燃焼器ケーシング４６は概して環状であり、そして圧縮機、例えば、図１に示した圧縮機１４の出口５０から下流方向に延在する。燃焼室４８は概して環状でありそしてライナ４０、４２の半径方向内側に配置されている。外側ライナ４０と燃焼器ケーシング４６は外側通路５２を画成し、そして内側ライナ４２と燃焼器ケーシング４６は内側通路５４を画成している。外側ライナ４０と内側ライナ４２は、ディフューザ４８の下流に配置されたタービン入口ノズル５８まで延在する。
【００１５】
捕捉渦空洞７０がドーム付き入口端４４のすぐ下流において外側ライナ４０の一部分７２の内側に設けられている。捕捉渦空洞７０は長方形断面輪郭を有し、そして捕捉渦空洞７０は燃焼室４８内に開いているので、空洞７０は後壁７４と、上流壁７６と、後壁７４と上流壁７６との間に延在する外壁７８だけを備えている。代替実施例では、捕捉渦空洞７０は長方形でない断面輪郭を有する。別の代替実施例では、捕捉渦空洞７０は丸み付きコーナを有する。外壁７８は外側ライナ４０とほぼ平行であり、そして外側ライナ４０から距離８０だけ半径方向外方に離れている。コーナブラケット８２が捕捉渦空洞後壁７４と燃焼器外側ライナ４０との間に延在しそして後壁７４を外側ライナ４０に固定している。捕捉渦空洞の上流壁７６と後壁７４と外壁７８はそれぞれ複数の通路（図示せず）と複数の開口（図示せず）を有し、空気を捕捉渦空洞７０に入れることができる。
【００１６】
捕捉渦空洞上流壁７６はまた、燃料噴射器アセンブリ９０を受入れるような寸法の開口８６を有する。燃料噴射器アセンブリ９０は、燃焼室４８を画成している燃焼室上流壁９２の上流で燃焼器ケーシング４６を半径方向内方に貫通している。燃焼室上流壁９２は燃焼器内側ライナ４２と捕捉渦空洞上流壁７６との間に延在しそして開口９４を有する。燃焼室上流壁９２は捕捉渦空洞上流壁７６と実質的に同平面にありそして燃焼器内側ライナ４２に対してほぼ垂直である。
【００１７】
燃焼器上流壁開口９４はミキサアセンブリ９６を受入れるような寸法を有する。ミキサアセンブリ９６は燃焼室上流壁９２に取付けられ、ミキサアセンブリの対称軸線９８が燃焼室４８の対称軸線９９とほぼ同軸であるようになっている。ミキサアセンブリ９６は概して筒形であって環状断面輪郭（図示せず）を有しそして外壁１００を備え、この外壁は上流部分１０２と下流部分１０４を有する。
【００１８】
ミキサアセンブリ外壁上流部分１０２は実質的に筒形であり、燃料噴射器アセンブリ９０を受入れるように定められた直径１０６を有する。ミキサアセンブリ外壁下流部分１０４は上流部分１０２から燃焼器上流壁開口９４まで延在しそしてミキサアセンブリ対称軸線９８に向かって先細になっている。従って、上流壁開口９４の直径１１０は上流部分直径１０６より小さい。
【００１９】
ミキサアセンブリ９６はスワーラ１１２を含み、このスワーラはミキサアセンブリ９６内に周方向に延在する。スワーラ１１２は取入れ側１１４と出口側１１６とを有する。スワーラ１１２はミキサアセンブリ外壁上流部分１０２の内面１１８に隣接して配置され、スワーラ取入れ側１１４がミキサアセンブリ外壁上流部分１０２の前縁１２０と実質的に同平面にあるようになっている。スワーラ１１２は、燃料噴射器アセンブリ９０を受入れるように定められた内径１２２を有する。一実施例において、スワーラ１１２は単一軸流スワーラである。代替実施例において、スワーラ１１２は半径方向スワーラである。
【００２０】
燃料噴射器アセンブリ９０は、燃焼器ケーシング４６の開口１３０を通って燃焼器３０内に半径方向内方に延在する。燃料噴射器アセンブリ９０はドーム付き入口端４４とミキサアセンブリ９６との間に配置されそしてパイロット燃料噴射器１４０と主燃料噴射器１４２とを含んでいる。主燃料噴射器１４２はパイロット燃料噴射器１４０の半径方向内方にありそしてミキサアセンブリ９６内に配置されており、主燃料噴射器対称軸線１４４がミキサアセンブリ対称軸線９８と実質的に同軸であるようになっている。詳述すると、主燃料噴射器１４２は次のように、すなわち、主燃料噴射器１４２の取入れ側１４６がミキサアセンブリ９６の上流にありそして主燃料噴射器１４２の後端部１４８がスワーラ１１２の半径方向内側でミキサアセンブリ９６を貫通して燃焼器上流壁開口９４に向かって延在するように配置されている。従って、主燃料噴射器１４２は、スワーラ内径１２２よりわずかに小さな直径１５０を有する。
【００２１】
パイロット燃料噴射器１４０は主燃料噴射器１４２の半径方向外方にありそして捕捉渦空洞上流壁開口８６の上流に配置されている。詳述すると、パイロット燃料噴射器１４０は、パイロット燃料噴射器１４０の後端１５４が開口８６に近接するように配置されている。
【００２２】
燃料送給装置１６０が燃料を燃焼器３０に供給し、そしてパイロット燃料回路１６２と主燃料回路１６４とを含み、燃焼器３０内で発生する亜酸化窒素排出物を制御する。パイロット燃料回路１６２は燃料噴射器アセンブリ９０により燃料を捕捉渦空洞７０に供給し、そして主燃料回路１６４は燃料噴射器アセンブリ９０により燃料をミキサアセンブリ９６に供給する。運転中、ガスタービンエンジン１０が始動されそして緩速運転状態で運転されると、燃料と空気が燃焼器３０に供給される。ガスタービン緩速運転状態中、燃焼器３０は運転のためにパイロット燃料段だけを用いる。パイロット燃料回路１６２はパイロット燃料噴射器１４０によって燃料を燃焼器捕捉渦空洞７０内に噴射する。同時に、空気流が後壁と上流壁と外壁それぞれの空気通路を経て捕捉渦空洞７０に入り、またスワーラ１１２を経てミキサアセンブリ９６に入る。捕捉渦空洞空気通路によって集合したシート状の空気が形成され、噴射された燃料と急速に混合し、そして燃料が後壁７４、上流壁７６または外壁７８に沿って境界層を形成することを防止する。
【００２３】
捕捉渦空洞７０内で発生した燃焼ガス１８０が反時計方向運動をなすように旋回し、そして燃焼室４８に入る空燃混合気用の連続的な点火および安定化の源となる。ミキサアセンブリスワーラ１１２を通って燃焼室４８に入る空気流１８２は空燃混合率を増大して、実質的に近化学量論的な火炎域（図示せず）が燃焼室４８内で短い在留時間で伝搬することを可能にする。混合増大と、燃焼室４８内の短いバルク在留時間との結果、燃焼室４８内に発生する亜酸化窒素排出物が減少する。
【００２４】
パイロット燃料段だけを利用すると、燃焼器３０は低出力運転の効率を保つことができ、そしてエンジン低出力運転中に燃焼器３０を出る排出物を制御して最少にすることができる。パイロット火炎は、ガスタービン始動状態から全般的に燃料供給を受ける噴霧拡散火炎である。ガスタービンエンジン１０が緩速運転状態から増大出力運転状態に加速されるにつれ、追加燃料と追加空気が燃焼器３０内に導かれる。パイロット燃料段に加えて、増大出力運転状態中、ミキサアセンブリ９６が燃料噴射器アセンブリ９０と主燃料回路１６４とによって主燃料段で燃料を供給される。
【００２５】
ミキサアセンブリスワーラ１１２から燃焼室４８に入る空気流１８２は、燃焼室４８内に噴射された燃料の周囲を旋回して空燃混合気の完全混合を可能にする。旋回空気流１８２は、ミキサアセンブリ９６を経て燃焼室４８に入る燃料と空気と、捕捉渦空洞７０を経て燃焼室４８に入る燃料と空気の空燃混合率を増大する。増大した空燃混合率の結果、燃焼が改善され、そして燃焼器３０は、他の公知の燃焼器より少ない燃料噴射器アセンブリ９０を用いて働かせることができる。さらに、燃焼が改善されそしてミキサアセンブリ９６が燃料を燃焼器３０全体にわたって均等に分布させるので、燃焼室４８内の火炎温度が低下し、従って、燃焼器３０内に発生する亜酸化窒素の量が減少する。また、捕捉渦空洞火炎がミキサ火炎の点火と安定化に役立つ。従って、ミキサアセンブリ９６は希薄燃料空気比で作用し得る。その結果、ミキサアセンブリ９６内の火炎温度と亜酸化窒素の発生が低減し、そしてミキサアセンブリ９６は希薄燃料空気比装置として燃料供給を受けることができる。
【００２６】
図３は、ガスタービンエンジン、例えば、図１に示したエンジン１０で用い得る燃焼器の代替実施例２００の断面図である。燃焼器２００は図２に示した燃焼器３０とほぼ同様であり、そして燃焼器３０の構成部と同等である燃焼器２００の構成部は、図３では、図２で用いた符号と同じ符号で表されている。従って、燃焼器２００はライナ４０、４２と、ドーム付き入口端４４と、捕捉渦空洞７０と、ミキサアセンブリ９６を含んでいる。燃焼器２００はまた第２捕捉渦空洞２０２と燃料噴射器アセンブリ２０４と燃料送給装置２０６を含んでいる。
【００２７】
捕捉渦空洞２０２はドーム付き入口端４４のすぐ下流において内側ライナ４２の一部分に設けられている。捕捉渦空洞２０２は捕捉渦空洞７０とほぼ同様であり、長方形断面輪郭を有する。代替実施例では、捕捉渦空洞２０２は長方形でない断面輪郭を有する。別の代替実施例では、捕捉渦空洞２０２は丸み付きコーナを有する。捕捉渦空洞２０２は燃焼室４８内に開いているので、空洞２０２は後壁２１２と、上流壁２１４と、後壁２１２と上流壁２１４との間に延在する外壁２１６だけを備えている。外壁２１６は内側ライナ４２とほぼ平行であり、そして内側ライナ４２から距離２２０だけ半径方向外方に離れている。コーナブラケット２２２が捕捉渦空洞後壁２１２と燃焼器内側ライナ４２との間に延在しそして後壁２１２を内側ライナ４２に固定している。捕捉渦空洞上流壁２１４と後壁２１２と外壁２１６はそれぞれ複数の通路（図示せず）と複数の開口（図示せず）を有し、空気を捕捉渦空洞２０２に入れることができる。
【００２８】
捕捉渦空洞上流壁２１４はまた、燃料噴射器アセンブリ２０４を受入れるような寸法の開口２２４を有する。燃料噴射器アセンブリ２０４は燃料噴射器アセンブリ９０（図２参照）とほぼ同様であり、パイロット燃料噴射器１４０と主燃料噴射器１４２とを含んでいる。燃料噴射器アセンブリ２０４はまた、主燃料噴射器１４２の半径方向内方にある第２パイロット燃料噴射器２３０を含んでいる。第２パイロット燃料噴射器２３０は第１パイロット燃料噴射器１４０とほぼ同様であり、そして捕捉渦空洞上流壁開口２２４の上流に配置されている。詳述すると、第２パイロット燃料噴射器２３０は次のように、すなわち、第２パイロット燃料噴射器２３０の取入れ側１５２がミキサアセンブリ９６の上流にありそして第２パイロット燃料噴射器２３０の後端１５４が開口２２４に近接するように配置されている。
【００２９】
燃料送給装置２０６は燃料を燃焼器２００に供給し、そしてパイロット燃料回路２４０と主燃料回路２４２とを含んでいる。パイロット燃料回路２４０は燃料噴射器アセンブリ２０４により燃料を捕捉渦空洞７０、２０２に供給し、そして主燃料回路２４２は燃料噴射器アセンブリ２０４により燃料をミキサアセンブリ９６に供給する。また、燃料送給装置２０６にはパイロット燃料段と主燃料段が含まれ、燃焼器２００内で発生する亜酸化窒素排出物の制御に用いられる。
【００３０】
運転中、ガスタービンエンジン１０が始動されそして緩速運転状態で運転されると、燃料と空気が燃焼器２００に供給される。ガスタービン緩速運転状態中、燃焼器２００は運転のためにパイロット燃料段だけを用いる。パイロット燃料回路２４０はパイロット燃料噴射器１４０、２３０によって燃料を燃焼器捕捉渦空洞７０、２０２それぞれに噴射する。同時に、空気流が後壁と上流壁と外壁それぞれの空気通路を経て捕捉渦空洞７０、２０２に入り、またスワーラ１１２を経てミキサアセンブリ９６に入る。捕捉渦空洞空気通路によって集合したシート状の空気が形成され、噴射された燃料と急速に混合し、そして燃料が捕捉渦空洞７０、２０２内に境界層を形成することを防止する。
【００３１】
捕捉渦空洞７０、２０２内で発生した燃焼ガス１８０が反時計方向運動をなすように旋回し、そして燃焼室４８に入る空燃混合気用の連続的な点火および安定化の源となる。ミキサアセンブリスワーラ１１２を通って燃焼室４８に入る空気流１８２は空燃混合率を増大して、実質的に近化学量論的な火炎域（図示せず）が燃焼室４８内で短い在留時間で伝搬することを可能にする。混合増大と、燃焼室４８内の短いバルク在留時間との結果、燃焼室４８内に発生する亜酸化窒素排出物が減少する。
【００３２】
パイロット燃料段だけを利用すると、燃焼器２００は低出力運転の効率を保つことができ、そしてエンジン低出力運転中に燃焼器２００を出る排出物を制御して最少にすることができる。パイロット火炎は、ガスタービン始動状態から全般的に燃料供給を受ける噴霧拡散火炎である。ガスタービンエンジン１０が緩速運転状態から増大出力運転状態に加速されるにつれ、追加燃料と追加空気が燃焼器２００内に導かれる。パイロット燃料段に加えて、増大出力運転状態中、ミキサアセンブリ９６が燃料噴射器アセンブリ２０４と主燃料回路２４２とによって主燃料段で燃料を供給される。
【００３３】
ミキサアセンブリスワーラ１１２から燃焼室４８に入る空気流１８２は、燃焼室４８内に噴射された燃料の周囲を旋回して空燃混合気の完全混合を可能にする。旋回空気流１８２は、ミキサアセンブリ９６を経て燃焼室４８に入る燃料と空気と、捕捉渦空洞７０、２０２を経て燃焼室４８に入る燃料と空気の空燃混合率を増大する。増大した空燃混合率の結果、燃焼が改善され、そして燃焼器２００は、他の公知の燃焼器より少ない燃料噴射器アセンブリ２０４を用いて働かせることができる。さらに、燃焼が改善されそしてミキサアセンブリ９６が燃料を燃焼器２００全体にわたって均等に分布させるので、燃焼室４８内の火炎温度が低下し、従って、燃焼器２００内に発生する亜酸化窒素の量が減少する。また、捕捉渦空洞火炎がミキサ火炎の点火と安定化に役立つ。従って、ミキサアセンブリ９６は希薄燃料空気比で作用し得る。その結果、ミキサアセンブリ９６内の火炎温度と亜酸化窒素の発生が低減し、そしてミキサアセンブリ９６は希薄燃料空気比装置として燃料供給を受けることができる。
【００３４】
図４は、ガスタービンエンジン、例えば、図１に示したエンジン１０で用い得る燃焼器の代替実施例３００の断面図である。燃焼器３００は図３に示した燃焼器２００とほぼ同様であり、そして燃焼器２００の構成部と同等である燃焼器３００の構成部は、図４では、図３で用いた符号と同じ符号で表されている。従って、燃焼器３００はライナ４０、４２と、ドーム付き入口端４４と、捕捉渦空洞７０を含んでいる。燃焼器３００はまた第２捕捉渦空洞２０２と、燃料噴射器アセンブリ３０４と、燃料送給装置３０６と、第１ミキサアセンブリ３０８と、第２ミキサアセンブリ３１０を含んでいる。
【００３５】
燃焼器上流壁開口９４はミキサアセンブリ３０８、３１０を受入れるような寸法を有する。ミキサアセンブリ３０８、３１０はミキサアセンブリ９６（図３、図４参照）とほぼ同様であり、各ミキサアセンブリは前縁３２０と、後縁３２２と、対称軸線３２４とを含んでいる。ミキサアセンブリ３０８、３１０は、前縁３２０が実質的に同平面にありそして後縁３２２も実質的に同平面にあるように配置されている。加えて、ミキサアセンブリ３０８、３１０は、両ミキサアセンブリが燃焼室対称軸線９９に関して対称的であるように、燃焼室上流壁９２に取付けられている。
【００３６】
各ミキサアセンブリ３０８、３１０はまたスワーラ３３０とベンチュリ３３２を含んでいる。スワーラ３３０はスワーラ１１２（図２と図３参照）とほぼ同様であり、そして燃料噴射器アセンブリ３０４を受入れるように定められた内径３３４を有する。スワーラ３３０はミキサアセンブリベンチュリ３３２に隣接している。一実施例において、スワーラ３３０は単一軸流スワーラである。代替実施例において、スワーラ３３０は半径方向スワーラである。スワーラ３３０により、ミキサアセンブリ３０８、３１０を通流する空気が旋回し、これにより燃料と空気が完全に混合した後燃焼室４８に入る。一実施例において、スワーラ３３０は空気流を反時計方向に旋回させる。他の実施例において、スワーラ３３０は空気流を時計方向に旋回させる。さらに別の実施例では、スワーラ３３０は空気流を反時計方向と時計方向に旋回させる。
【００３７】
ベンチュリ３３２は環状でありそしてスワーラ３３０の半径方向外方にある。ベンチュリ３３２は平坦部分３４０と先細部分３４２と末広部分３４４とを有する。平坦部分３４０はスワーラ３３０の半径方向外側にあり同スワーラに隣接している。先細部分３４２は平坦部分３４０からベンチュリ頂部３４６まで半径方向内方に延在する。末広部分３４４はベンチュリ頂部３４６からベンチュリ３３２の後縁３５０まで半径方向外方に延在する。代替実施例では、ベンチュリ３３２は先細部分３４２だけを含み、末広部分３４４を含まない。
【００３８】
燃料噴射器アセンブリ３０４は燃料噴射器アセンブリ２０４（図３参照）とほぼ同様であり、パイロット燃料噴射器１４０と主燃料噴射器１４２と第２パイロット燃料噴射器２３０を含んでいる。また、燃料噴射器アセンブリ３０４には第２主燃料噴射器３６０が含まれ、主燃料噴射器１４２の半径方向内方にそして主燃料噴射器１４２と第２パイロット燃料噴射器２３０との間に存在する。
【００３９】
第２主燃料噴射器３６０は第１主燃料噴射器１４２と同等でありそして燃焼器上流壁開口９４の上流に配置されており、第２主燃料噴射器３６０はミキサアセンブリ対称軸線３２４と実質的に同軸である。詳述すると、第２主燃料噴射器３６０は次のように、すなわち、第２主燃料噴射器３６０の取入れ側１４７がミキサアセンブリ３１０の上流にありそして第２主燃料噴射器３６０の後端部１４８がスワーラ３３０の半径方向内側でミキサアセンブリ３１０を貫通して燃焼器上流壁開口９４に向かって延在するように配置されている。
【００４０】
第１主燃料噴射器１４２は燃焼器上流壁開口９４の上流に配置されており、ミキサアセンブリ対称軸線３２４と実質的に同軸である。詳述すると、第１主燃料噴射器１４２は次のように、すなわち、第１主燃料噴射器１４２の取入れ側１４６がミキサアセンブリ３０８の上流にありそして第１主燃料噴射器１４２の後端部１４８がスワーラ３３０の半径方向内側でミキサアセンブリ３０８を貫通して燃焼器上流壁開口９４に向かって延在するように配置されている。
【００４１】
燃料送給装置３０６は燃料を燃焼器３００に供給し、そしてパイロット燃料回路３７０と主燃料回路３７２とを含んでいる。パイロット燃料回路３７０は燃料噴射器アセンブリ３０４により燃料を捕捉渦空洞７０、２０２に供給し、そして主燃料回路３７２は燃料噴射器アセンブリ３０４により燃料をミキサアセンブリ３０８、３１０に供給する。また、燃料送給装置３０６にはパイロット燃料段と主燃料段が含まれ、燃焼器３００内で発生する亜酸化窒素排出物の制御に用いられる。
【００４２】
上述の燃焼器は費用削減に有効でありそして信頼性が高い。この燃焼器は少なくとも一つのミキサアセンブリと、少なくとも一つの捕捉渦空洞と、少なくとも二つの燃料回路を含む燃料送給装置とを含んでいる。緩速出力運転状態中、燃焼器は、燃料を捕捉渦空洞に供給する一つの燃料回路だけで作用する。パイロット燃料段により、燃焼器は排出物を最少にしながら低出力運転効率を維持することができる。増大出力運転状態中は、燃焼器は両燃料回路を使用し、そして燃料が燃焼器全体にわたって均等に分散される。その結果、火炎温度が低下しそして燃焼が改善される。従って、燃焼器は燃焼効率が高く、そして一酸化炭素、亜酸化窒素および煙排出物が少ない。
【００４３】
本発明を様々な特定実施例に関して説明したが、本発明の実施に当たり、本発明の範囲内で改変が可能であることはもちろんである。
【図面の簡単な説明】
【図１】燃焼器を含むガスタービンエンジンの概略図である。
【図２】図１に示したガスタービンエンジンで用いる燃焼器の断面図である。
【図３】図２に示した燃焼器の代替実施例の断面図である。
【図４】図２に示した燃焼器の第２代替実施例の断面図である。
【符号の説明】
１０  ガスタービンエンジン
１６  燃焼器
３０  燃焼器
４０  外側ライナ
４２  内側ライナ
７０  捕捉渦空洞
９０  燃料噴射器アセンブリ
９６  ミキサアセンブリ
１１２  スワーラ
１４０  パイロット燃料噴射器
１４２  主燃料噴射器
１６０  燃料送給装置
１６２  パイロット燃料回路
１６４  主燃料回路
２００  燃焼器
２０２  第２捕捉渦空洞
２０４  燃料噴射器アセンブリ
２０６  燃料送給装置
２３０  第２パイロット燃料噴射器
２４０  パイロット燃料回路
２４２  主燃料回路
３００  燃焼器
３０４  燃料噴射器アセンブリ
３０６  燃料送給装置
３０８  第１ミキサアセンブリ
３１０  第２ミキサアセンブリ
３３０  スワーラ
３３２  ベンチュリ
３６０  第２主燃料噴射器
３７０  パイロット燃料回路
３７２  主燃料回路
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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