(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
空力的に改善された、放出を少なくするための予混合器を有する燃焼器であって、
概ね円筒状の形態の予混合器（１０４）であって、第１のリング（２００）、第２のリング（２２０）と、１つまたは複数の放射羽根（２１０、２１４、２１６）との間の物理空間における関係によって画定される予混合器を備え、
前記第１および第２のリングが、それらの互いに対向している表面に沿ったすべての点で互いに概して等距離に位置し、前記放射羽根が前記第１のリングを前記第２のリングに接続し、
前記第１のリングが、主として単一の平面内に位置していると見なされ、前記第２のリングが占有する平面が、前記第１のリングの前記平面に対して概ね平行にならないように物理空間内でオフセットしており、
前記燃焼器は、中心軸線（１２０）を有するパイロット混合器（１０２）を更に備え、
前記第１のリングが前記予混合器内を流れる流体の上流側に位置し、前記第２のリングが前記予混合器内を流れる前記流体の下流側に位置し、
前記第１のリングの前記平面が、前記パイロット混合器の半径方向に対して傾斜しており、
前記第１のリング内に形成された１つまたは複数のパージスロット（２３０）をさらに備え、
前記１つまたは複数のパージスロット（２３０）が、前記パイロット混合器の半径方向に対して０度より大きく４５度未満の範囲内で傾斜する、燃焼器。
【請求項２】
前記第１のリングの前記平面が、前記半径方向外側に向けて前記第２のリングの前記平面から離れるように傾斜する、請求項１記載の燃焼器。
【請求項３】
前記第２のリングが第２の内部肩（２２６）をさらに備え、該第２のリングが、前記前記中心軸線に沿った断面で、該第２のリングの前記平面に対しほぼ直角に該第２の内肩部から該予混合器内を流れる前記流体の下流側に向けて延びる部分を有する、請求項１又は２記載の燃焼器。
【請求項４】
前記第２のリング上に形成され、かつ、配置される１つまたは複数の後部リップパージ流開口（２２７）をさらに備える、請求項３記載の燃焼器。
【請求項５】
前記放射羽根が、前記中心軸線に沿って隣り合う第１及び第２の放射羽根（２１４、２１６）からなり、該第１及び第２の放射羽根（２１４、２１６）間に、波形を有するスプリッタ（２４０）が設けられている、請求項１乃至４のいずれか１項に記載の燃焼器。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、燃料効率を改善し、その一方で排気ガスの放出を少なくする予混合のためのシステムに関する。実施形態には、放出を最少化するために燃料ノズル（センタボディ）上の境界層プロファイルが制御される実施形態が含まれる。
【背景技術】
【０００２】
過去においては、予混合器における最適羽根形状を達成し、かつ、スワラを燃焼器システム内に互いにより近接して配置するために、フロー境界層における流速を増加させ、その一方でコンポーネントを適切にサイズ化することは困難であった。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】米国特許出願第２０１０００６４６９１号公報
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００４】
したがって、混合器間近接減少、合成角の使用を含むための予混合器羽根傾斜、小さいノズル／混合器傾斜感度、および混合器フット輪郭を利用することによって、燃料ノズル（センタボディ）上の境界層プロファイルの正確な制御を達成する実施形態および代替が提供される。追加境界層制御は、予混合器フットまたはノズル外径のいずれかまたは両方に配置されたパージスロットを使用して実現され、また、複式放射混合器と共に使用される場合、スプリッタを使用して実現される。  空力的に改善された、放出を少なくするための予混合器のためのシステムは、添付の図面を参照して行う以下の説明を参照することによって最も良好に理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【０００５】
【図１】燃焼器を含んだガスタービンエンジンを示す概略図である。
【図２】空力的に改善された予混合器の例示的実施形態を備えたガスタービンエンジン燃焼器を示す横断面図である。
【図３】燃料ノズルおよび図２の予混合器の選択された細部を示す拡大横断面図である。
【図４ａ】代替燃料ノズルおよび予混合器の選択された細部を示す拡大横断面図である。
【図４ｂ】他の代替燃料ノズルおよび予混合器の選択された細部を示す拡大横断面図である。
【図５】空力的に改善された予混合器の斜視図である。
【図６】図５の空力的に改善された予混合器の他の斜視図である。
【図７】図５の空力的に改善された予混合器の選択された細部を示す横断面図である。
【図８】空力的に改善された予混合器の代替実施形態の選択された細部を示すべく選ばれた斜視図である。
【図９】図８の断面を示す図である。
【図１０】空力的に改善された予混合器の代替実施形態の選択された細部を示すべく選ばれた斜視図である。
【図１１】図１０の断面を示す図である。
【図１２】空力的に改善された予混合器の代替実施形態の選択された細部を示すべく選ばれた斜視図である。
【図１３ａ】図１２の断面図である。
【図１３ｂ】空力的に改善された予混合器のパージスロットの選択された細部を示す図である。
【図１３ｃ】空力的に改善された予混合器のパージスロットの選択された細部を示す図である。
【図１４】空力的に改善された予混合器の代替実施形態の選択された細部を示すべく選ばれた斜視図である。
【図１５】図１４の断面図である。
【図１６】空力的に改善された予混合器の代替実施形態の選択された細部を示すべく選ばれた斜視図である。
【図１７】図１６の断面図である。
【図１８】空力的に改善された予混合器の代替実施形態の選択された細部を示すべく選ばれた斜視図である。
【図１９】図１８の断面図である。
【図２０】空力的に改善された予混合器の代替実施形態の選択された細部を示すべく選ばれた斜視図である。
【図２１】図２０の断面図である。
【図２２】空力的に改善された予混合器の代替実施形態の選択された細部を示すべく選ばれた斜視図である。
【図２３】図２２の断面図である。
【図２４】空力的に改善された予混合器の代替実施形態の選択された細部を示すべく選ばれた斜視図である。
【図２５】図２４の断面図である。
【図２６ａ】空力的に改善された予混合器の代替実施形態のシェブロンスプリッタの選択された細部を示すべく選ばれた斜視図である。
【図２６ｂ】空力的に改善された予混合器の代替実施形態のシェブロンスプリッタの選択された細部を示すべく選ばれた他の斜視図でである。
【図２７】空力的に改善された予混合器の代替実施形態のシェブロンスプリッタの選択された細部を示すべく選ばれた断面図である。
【図２８】空力的に改善された予混合器の代替実施形態の選択された細部を示すべく選ばれた斜視図である。
【図２９】図２８の断面図である。
【図３０】空力的に改善された予混合器の代替実施形態の選択された細部を示すべく選ばれた斜視図である。
【図３１】図３０の断面図である。
【発明を実施するための形態】
【０００６】
いくつかの実施形態および代替
一般的な参考として、航空機ガスタービンエンジン段燃焼システムは、都市の光化学スモッグの問題に寄与している、とりわけ空港の近傍における窒素酸化物（ＮＯｘ）、不燃炭化水素（ＨＣ）および一酸化炭素（ＣＯ）などの望ましくない燃焼生成物成分の生成を制限するために開発された。また、ガスタービンエンジンは、燃料効率が高くなり、かつ、運転コストが安価になるように設計されている。燃焼器の設計に影響を及ぼしている他の要因は、ガスタービンエンジンを効率的に、かつ、低コストで運転する使用者の要望、つまり、燃料消費を少なくし、その一方で、それと同時にエンジン出力を維持し、さらにはエンジン出力を大きくする必要性である。したがって航空機ガスタービンエンジン燃焼システムに対する重要な設計基準には、様々なエンジン運転条件の下で高い熱効率を提供するための高い燃焼温度の準備が含まれている。さらに、微粒子の放出、望ましくないガスの放出、また、光化学スモッグの形成の前兆である燃焼生成物の放出に寄与する望ましくない燃焼条件を最小化することも重要である。
【０００７】
既に利用されている混合器設計の１つは、米国特許第６３５４０７２号、米国特許第６３６３７２６号、米国特許第６３６７２６２号、米国特許第６３８１９６４号、米国特許第６３８９８１５号、米国特許第６４１８７２６号、米国特許第６４５３６６０号、米国特許第６４８４４８９号および米国特許第６８６５８８９号に開示されている複式環状予混合スワラ（ＴＡＰＳ）として知られている。ＴＡＰＳ混合器アセンブリには、全エンジン運転サイクルの間、燃料が供給されるパイロット混合器、およびエンジン運転サイクルの出力増加状態の間のみ、燃料が供給される主混合器が含まれていることは理解されよう。特許出願第１１／１８８５９６号、特許出願第１１／１８８５９８号および特許出願第１１／１８８４７０号に、高出力状態（つまり離陸および上昇飛行）の間のアセンブリの主混合器の改善が開示されているが、エンジンの運転エンベロープの他の部分（つまりアイドル、進入および巡航）全体にわたる運転性を改善し、その一方で燃焼効率を維持するためにはパイロット混合器を修正することが望ましい。そのために、また、機能性および柔軟性を向上するために、ＴＡＰＳタイプの混合器アセンブリにおけるパイロット混合器が開発され、２０１０年７月２７日に出願した、「Pilot Mixer For Mixer Assembly Of A Gas Turbine Engine Combustor Having A Primary Fuel Injector And A Plurality Of Secondary Fuel Injection Ports」という名称の米国特許第７７６２０７３号に開示されている。この特許は、本出願の譲受人が所有しており、参照により本明細書に組み込まれている。
【０００８】
２００９年４月１６日に出願した、「DUAL ORIFICE PILOT FUEL INJECTOR」という名称の米国特許出願第１２／４２４６１２号（発行番号２０１００２６３３８２）に、サブアイドル効率が改善され、円周排気ガス温度（ＥＧＴ）の変動が小さくなり、その一方で燃料噴射器のコークス化に対する小さい感受性を維持するように設計された第１および第２のパイロット燃料ノズルを有する燃料ノズルが開示されている。この特許出願は、本出願の譲受人が所有しており、参照により本明細書に組み込まれている。
【０００９】
図１は、オリエンテーションとして、バイパスファン１５、低圧圧縮機３００、高圧圧縮機４００、燃焼器１６、高圧タービン５００および低圧タービン６００を含んだガスタービンエンジン１０の選択されたコンポーネントを示すために提供されたものである。
【００１０】
図２を参照すると、半径方向に外側の環状ライナ２０および半径方向に内側の環状ライナ２２によって、それらの間に画定された燃焼ゾーン１８を含んだ燃焼器１６の一例示的実施形態が示されており、外側の環状のライナ２０および内側の環状ライナ２２は、それぞれエンジン中心線５２の周りに周囲を取り囲んでいる。外部ライナ２０および内部ライナ２２は、これらの外部ライナ２０および内部ライナ２２の周りに円周状に延在している環状燃焼器外筒２６の内側に、半径方向に位置している。また、燃焼器１６には、同じく、燃焼ゾーン１８の上流側に取り付けられ、かつ、外部ライナ２０および内部ライナ２２に取り付けられた環状ドーム３４が含まれている。ドーム３４は、燃焼ゾーン１８の上流側末端３６を画定しており、また、複数の混合器アセンブリ４０（図には１つしか示されていない）がドーム３４の周りに円周状に間隔を隔てて配置されている。個々の混合器アセンブリ４０には、ドーム３４の中に取り付けられた予混合器１０４およびパイロット混合器１０２が含まれている。
【００１１】
燃焼器１６は、高圧圧縮機吐出出口６９から、ＣＤＰ空気（圧縮機吐出圧力空気）と呼ばれている加圧圧縮機吐出空気４０２の環状流を受け取る。圧縮機吐出空気４０２の第１の部分２３は混合器アセンブリ４０に流入し、そこで同じく燃料が混合器アセンブリ４０に噴射されて空気と混合されて、燃焼のために燃焼ゾーン１８に提供される燃料‐空気混合物６５が形成される。燃料‐空気混合物６５の点火は、適切な点火器７０によって達成され、点火によって生じる燃焼ガス６０が、環状の第１段タービンノズル７２に向かって軸方向に流れ、該第１段タービンノズル７２に流入する。第１段タービンノズル７２は、半径方向に延在している、円形状に間隔を隔てて配置されている複数のノズル羽根７４を含んだ環状流通路によって画定されており、ノズル羽根７４は、ガスが角度をなして流れ、第１のタービン（図示せず）の第１段タービン翼（図示せず）に衝突するよう、ガスの方向を変えている。
【００１２】
図２の矢印は、圧縮機吐出空気が燃焼器１６内を流れる方向を示している。圧縮機吐出空気４０２の第２の部分２４は、外部ライナ２０の周囲を流れ、また、圧縮機吐出空気４０２の第３の部分２５は、内部ライナ２２の周囲を流れる。図２にさらに示されている燃料噴射器１１には、燃焼器外筒２６に取り付けられ、かつ、燃焼器外筒２６を固定し密閉するように適合されたノズルマウントすなわちフランジ３０が含まれている。燃料噴射器１１の中空ステム３２は、フランジ３０と一体であるか、あるいはフランジ３０に取り付けられており（ろう付けまたは溶接などによって）、また、この中空ステム３２には燃料ノズルアセンブリ１２が含まれている。中空ステム３２は、燃料ノズルアセンブリ１２およびパイロット混合器１０２を支持している。ステム３２の頂部の弁ハウジング３７には、上で参照した米国特許出願第２０１００２６３３８２号により詳細に示され、かつ、説明されている弁が含まれている。
【００１３】
図２を参照し、また、図３に示されている詳細をさらに参照すると、燃料ノズルアセンブリ１２には主燃料ノズル６１が含まれており、また、パイロット混合器１０２への環状パイロット入口５４であって、圧縮機吐出空気１４の第１の部分２３が通って流れる環状パイロット入口５４が含まれている。燃料ノズルアセンブリ１２には、さらに、環状パイロット入口５４の実質的に中心に位置している二重オリフィスパイロット燃料噴射器チップ５７が含まれている。二重オリフィスパイロット燃料噴射器チップ５７には、同心の一次および二次パイロット燃料ノズル５８、５９が含まれている。パイロット混合器１０２には中心線軸１２０が含まれており、この中心線軸１２０の周りに、二重オリフィスパイロット燃料噴射器チップ５７、一次および二次パイロット燃料ノズル５８、５９、環状パイロット入口５４および主燃料ノズル６１が中心に位置し、かつ、周囲を取り囲んでいる。
【００１４】
パイロットハウジング９９にはセンタボディ１０３が含まれており、パイロット燃料噴射器チップ５７を半径方向に内側に向かって支持し、かつ、主燃料ノズル６１を半径方向に外側に向かって支持している。センタボディ１０３は、パイロット燃料噴射器チップ５７と主燃料ノズル６１の間に、半径方向に配置されている。センタボディ１０３はパイロット混合器１０２を取り囲んでおり、また、パイロット混合器１０２と流動連絡している、該パイロット混合器１０２の下流側のチャンバ１０５を画定している。パイロット混合器１０２は、エンジン中心線５２に対して半径方向の内径ＩＤで二重オリフィスパイロット燃料噴射器チップ５７を半径方向に支持しており、また、センタボディ１０３は、エンジン中心線５２に対して半径方向の外径ＯＤで主燃料ノズル６１を半径方向に支持している。主燃料ノズル６１は、混合器アセンブリ４０の予混合器１０４（図２参照）内に配置されており、また、二重オリフィスパイロット燃料噴射器チップ５７は、パイロット混合器１０２内に配置されている。燃料は、パイロット混合器１０２からの空気流によって霧状にされ、空気流の速度は、環状二次出口１００の近傍の平面内で最大になる。
【００１５】
図４ａおよび４ｂを参照すると、ノズル６１の構造中に配置され、それにより燃料噴射器１１の選択された構造間の流体連絡を可能にしているノズルスロット６２である空気流の通路を有する実施形態および代替が提供されている。選択された構造には、それには限定されないが中空ステム３２が含まれている。
【００１６】
予混合器１０４に傾注し、かつ、図３を参照し、また、同じく図５〜９を参照すると、予混合器１０４は概ね円筒状の形態をしており、第１のリング２００、第２のリング２２０と複数の放射羽根２１０との間の物理空間における関係によって画定される。さらに詳細には、実施形態には、第１および第２のリング２００、２２０が、それらの互いに対向している表面に沿ったすべての点で互いに概して等距離に位置している実施形態が含まれている。第１のリング２００が主として単一の平面内に位置していると見なすと、第２のリング２２０は、第２のリング２２０が占有する平面が第１のリング２００の平面に対して概ね平行になるように物理空間内でオフセットしている。引き続いてこれらの図を参照すると、放射羽根２１０は、第１のリング２００を第２のリング２２０に接続し、それにより予混合器１０４を形成していることが分かる。
【００１７】
リング２００、２２０が概して等距離である必要がなく、また、その性質が平行平面である必要がない代替が提供される。このような実施形態の場合、リング２００、２２０は、概ね平行の平面には配置されないことが企図されている。
【００１８】
追加実施形態および代替では、燃料効率を改善し、かつ、燃焼における放出を少なくするために、必要に応じて様々な追加構造、空胴、オリフィス、等々が選択可能に形成され、あるいは提供される予混合器１０４が提供される。図８〜３１における実例による説明のためにいくつかの代替が選択されているが、図に示されているこれらの実施形態には、はるかに広範囲にわたる実施形態および代替のうちの典型として考察すべきことが意図されている。
【００１９】
もう一度図３および７を参照すると、代替には、それぞれ第１の外側の点２０２および第１の内側の点２０４で概ね測定した第１のリングの外径および第１のリングの内径を第１のリング２００が有する代替が含まれている。とりわけ図３を参照すると、第１のリング２００の一部は、第１の内部リングプラットフォーム２０５として示されている。第１の内部肩２０６および第１の外部肩すなわち「フット」２０８は、いくつかの実施形態に見られる。第２のリング２２０は、それぞれ第２の外側の点２２２および第２の内側の点２２４で概ね測定した第２のリングの外径および第２のリングの内径を有している。第２の内部肩２２６は、断面図で見られる、第２のリング２２０の構造がほぼ直角に移動し、それにより代替実施形態では概ね円筒状のチャンバ２２８を形成する点に位置している。１つまたは複数の後部リップパージ流開口２２７は、必要に応じてリング２２０上に形成され、かつ、配置される。チャンバ２２８は、主混合器１０４内の、羽根２１０が位置している主混合器１０４の領域から概して離れて配置される。
【００２０】
（図２参照）圧縮機吐出空気１４の第１の部分２３は混合器アセンブリ４０に流入し、エンジンの圧縮機セクション（図示せず）の上流側で流体圧縮された後、燃焼器システムへ導かれることを思い出されたい。このような空気１４は、混合器アセンブリ４０の外側から流入して内側に向かって通過し、肩２２６に沿って混合器４０を通って導かれ、チャンバ２２８を通って前進して流出し、燃料‐空気混合物６５の一部になる。
【００２１】
以上の通りに定義され、かつ、図７〜３１に示されている個々の直径の値、および予混合器１０４の様々なエレメント間の距離の値を選択可能に変更することにより、予混合器１０４を通る流れを最適化するための、選択された所望の物理構造を流れの経路中に提供する実施形態が提供される。例えば、図５〜９に例示されている予混合器１０４は、一般に、従来の設計より長いチャンバ２２８を提供し、それにより、より速いバルク軸速度を提供する。
【００２２】
図８は一実施形態の斜視図を示したものであり、また、図９はその同じ実施形態の断面図を示したものである。引き続く図の対１０〜１１、１２〜１３、等々から図３０および３１の対まで、これらは異なる実例実施形態および代替予混合器１０４の個々の対の図を提供している。一組の図２６ａ〜２６ｂには、スプリッタ２４０を含んだ代替の詳細を示すために３つの図が使用されている。同じく波形２４２を含んだ後続する図に関して、スプリッタ２４０の詳細については、図２６ａ〜２６ｂに戻って参照されている。
【００２３】
図１０〜１９を参照すると、例示されている予混合器は、図５〜９に例示されているように、これらの予混合器１０４の構造にパージスロット２３０の追加を提供している。これらのスロット２３０は、センタボディ１０３（図４参照）上の境界層の活性化を促進している。
【００２４】
図１７にも示されている図１３ａを参照すると、代替予混合器１０４には、以下で説明する傾斜角７００が含まれている。
【００２５】
第１の内側の点２０４が、第１の外側の点２０２の位置と比較して、主混合器１０４の中へ軸方向に内側へ変位すると、肩２０６も、そのように形成された実施形態に組み込まれることになることが分かる。肩２０６が第１の外側の点２０２と大体のところ同じ位置に配置されると、概ね傾斜した輪郭が第１のリング２００の内部表面に沿って出現する。
【００２６】
横断面図（図１３および１７参照）では、第１のリング２００の内部表面に沿って概ね傾斜した輪郭を描写した線と、噴射器１１の中心線から半径方向に外側に向かって引いた線との間で測定した傾斜角７００が容易に分かる。第１の外側の点２０２から内側のある位置に配置され、したがって第１の内側の点２０４により近い肩を有する代替が提供される。横断面図を参照すると、傾斜は、予混合器１０４に流入する際の空気１４に対して出現している。このような傾斜７００は、効率の改善を促進し、また、断面の側面から見た場合の角方向の変化が小さいフロー１４パターンの提供に関連する空力損失の低減を促進する。このような空力パッケージにより、改善された境界層制御、改良された近接および小さいスタック感度が得られる。傾斜７００のための手段により、境界層の制御が提供され、スワラのパッケージングが最適化され、偏心率を小さくすることによって頑丈な混合が提供され、また、混合器空胴２２８のサイズを小さくすることができる。
【００２７】
図１０〜２３を参照すると、実施形態および代替は、予混合器１０４とは別に形成された第２のリング２２０を提供しており、この第２のリング２２０は、対応する構造である関連する二部アセンブリと整合し、それにより予混合器１０４となっている。
【００２８】
また、図１０〜２７は、同じく、複数のパージスロット２３０が必要に応じて第１のリング２００内に配置され、かつ、形成された実施形態および代替を示したものである。
【００２９】
図２６ａ〜３１は、予混合器１０４実施形態の典型を提供したものであり、１つまたは複数のスプリッタ２４０が提供され、概ね羽根２１０の中に配置されている。このような実施形態によれば、流れ１４の空力効率が改善される。さらに、図２６ａ〜３１に例示されている代替にも、流れ１４の空力効率をさらに改善するためにスプリッタ２４０の上に形成され、かつ、配置された波形２４２が同じく含まれている。
【００３０】
図１８〜２３を参照すると、例示されている予混合器は、より短い放射羽根２１０と同時により短い予混合器１０４を提供しており、また、内部ピーク速度プロファイルが最大化されている、より長いチャンバ２２８を有している。
【００３１】
図２６ａ〜３１を参照すると、例示されている予混合器は、代替予混合器１０４に対してさらに差別を提供している。
【００３２】
具体的には、図２６ａ、２６ｂおよび２７を参照すると、他の図に例示されている代替の放射羽根２１０に加えて、円錐羽根２１２が概ね第１のリング２００の上に形成されており、そこから半径方向に内側に向かって垂れ下がっている。さらに、より短い放射羽根２１０と共に１つまたは複数のスプリッタ２４０がより短い予混合器１０４の概ね半径方向の内側に提供されており、また、内部ピーク速度プロファイルが最大化されている、より長いチャンバ２２８を有している。
【００３３】
図２８〜３１を参照すると、１つまたは複数のスプリッタ２４０が第１のリング２００と第２のリング２２０の間に軸方向に配置され、これまで他の代替（例えば図２６ａ、２６ｂおよび２７参照）の放射羽根２１０として示されている放射羽根２１０の長さに沿って挿入されている。したがって図２８〜３１に例示されている実施形態では、放射羽根２１０が、第１のリング２００とスプリッタ２４０の間に配置されている前方放射羽根２１６、およびスプリッタ２４０と第２のリング２２０の間に配置されている後方放射羽根２１４の２つの放射羽根に置換されている。このような実施形態は、低放出動作を改善し、その一方で動的空気流のポテンシャルを高くするために示されている。他の実施形態は、複数の放射羽根２１０のうちの１つまたは複数の代わりに、１つまたは複数の円錐羽根２１２が概ね第１のリングの上に形成され、かつ、そこから半径方向に内側に向かって垂れ下がることを提供している。
【００３４】
他の実施形態は、スプリッタ２４０の上に配置された波形２４２を提供しており、それにより低放出動作をさらに改善し、その一方で動的空気流のポテンシャルを高くしている。シェブロンの形のいくつかの波形２４２が形成されている。羽根２１０、前方放射羽根２１６および後方放射羽根２１４に関して、任意の特定の実施形態に見られるように、いくつかの代替は、近傍の、ただしこれらの羽根２１０、２１４、２１６から離れた構造からの遷移で見ると分かるように、表面経路に沿った突然のプロファイル変化を提供している。例えば、いくつかの実施形態では、羽根２１０、２１４、２１６は、切断および曲げを必要とする打抜きまたは他の操作によって形成されている。非制限のこの例に関する他の詳細では、実施形態には、ゼロに極めて近い、多少なりともなまくらなエッジの遷移半径に対応する約９０度の遷移角を有する羽根を示す実施形態が含まれている。代替には、羽根２１０、２１４、２１６が、突然の遷移の程度がより小さいことを特徴とし、その遷移は、その代わりに半径方向の遷移である代替が含まれている。このような羽根２１０、２１４、２１６のための遷移半径は、入口半径２１１である。代替には、入口半径２１１が０．０１０インチから０．０３０インチまでの範囲内である代替が含まれている。さらに他の代替は、羽根２１０、２１４、２１６に対して突然の遷移と半径方向の遷移の両方を特徴としている。
【００３５】
図３、４ａおよび４ｂに示されている細部と共にもう一度ノズル６１を参照すると、それぞれ予混合器１０４のフット２０８の一方または両方に配置されているか、あるいはノズル６１の外径に沿って配置されているパージスロット２３０および／またはノズルスロット６２を含むためのスロットを使用して追加境界層制御が実現される予混合器１０４の実施形態および代替が提供される。図４ｂを参照すると、代替には、空気流の通路が、予混合器１０４のフット２０８の近傍の、ただし予混合器１０４のフット２０８から半径方向に内側のノズル６１を追加空気が通過することができる複数のノズルスロット６２として形成される代替が含まれている。
【００３６】
パージスロット２３０を有する実施形態の場合、図１３ａ、１３ｂおよび１３ｃを参照すると、代替は、半径角２３２（図１３に示されている）および円周角２３４のいずれか、または両方を組み込んだ幾何構造、あるいはこれらのどれも組み込まれていない幾何構造で形成されるパージスロットを提供している。円周角２３４に関して、図１３ｂおよび１３ｃを参照すると、図１３ｂの予混合器１０４の斜視図に平面２３６が示されている。図１３ｃの平面２３６を参照すると、円周角２３４が示されている。図１３ｃの視点は平面２３６内に存在しており、したがって平面２３６は、図１３ｃの６時から１２時の垂直線になるように出現している。円周角２３４は、図１３ｃに示されているように、平面２３６から、パージスロット２３０内の選択された構造部分の面に添って延在している線まで取られている。代替には、半径角が約０度から約４５度までの範囲内である代替が含まれている。代替には、円周角が約０度から約６０度までの範囲内である代替が含まれている。実施形態には、すべてのパージスロットの数がすべての羽根の数と同じである実施形態が含まれている。
【００３７】
代替は、選択された配置、つまりパージスロット２３０のアライメントを提供している。例えば図１５および１６を参照すると、代替は、パージスロット２３０が、第１の内側の点２０４と第１の内部肩２０６の中間として示されている領域で吐出することを提供している。図１６および１７を参照すると、他の実施形態は、その代わりに、パージスロット２３０が、第１の内側の点２０４および第１の内部肩２０６によって画定される領域で吐出するのではなく、その代わりにパージスロット２３０が、半径方向にさらに内側に向かって吐出し、それにより第１の内部リングプラットフォーム２０５に沿って吐出することを提供している。
【００３８】
他の代替は、パージスロット２３０のアライメントのための他の選択によって円周方向のパージを提供している。また、実施形態も、パージスロット２３０のアライメントのための選択によって、また、同じく、第１の外部肩２０８の形状および位置を含むための第１のリング２００の形の選択によって可変軸方向パージを提供している。パージスロット２３０は、局所化された境界層制御を提供している。また、パージスロット２３０は、傾斜角７００と組み合わされると、焦点が合った、活性化された境界層を同じく提供する。可変軸方向パージが利用されると、予混合器１０４は、予混合器１０４の周りに円周状に時々見られる漏れ変動に対する感度の低減を享受する。また、可変軸方向パージは、低出力におけるパージの低減を可能にしている。
【００３９】
図１８および２０を参照すると、代替は、１つまたは複数の軸方向の羽根として働くために、図１８のパージスロット２３０が寸法を選択的に大きくすることができることを提供している（図２０参照）。また、これらの軸方向の羽根は、図２６ａ、２６ｂおよび２７に示されている円錐羽根の一実施形態として働くことも可能である。
【００４０】
代替（図２６ａ、２６ｂおよび２７参照）は、１つのスプリッタ２４０が第１のリング２００と第２のリング２２０の間に軸方向に配置されることを提供しており、１つの円錐羽根および１つの放射羽根が提供され、前方円錐羽根が第１のリング２００とスプリッタ２４０の間に配置され、また、後方放射羽根がスプリッタ２４０と第２のリング２２０の間に配置される。
【００４１】
実施形態および代替によれば、チャンバ２２８によって画定される予混合器１０４ののどの長さを選択することができる。チャンバの長さ２２８を羽根２１０の長さで割ることにより、これらの２つの値の比率が決定される。実施形態は、所望の範囲内の値の割当てを選択することによって改善された流れおよび効率を提供している。代替には、羽根２１０の長さに対するチャンバの長さ２２８の比率が１：１から２：１までの代替が含まれている。例えば、少なくとも図２０〜２１に示されている実施形態を参照すると、代替（例えば図１８〜１９および２２〜２３参照）には、羽根２１０がチャンバ２２８に対してコンパクトになるように形成され、それにより範囲スペクトルのより高い末端で１：１ないし２：１の比率値が得られる代替が含まれている。このような代替予混合器１０４は、ＮＯｘの著しい低減を示す。実施形態には、ＮＯｘの低減が１０パーセントから２０パーセントの範囲に及ぶ実施形態が含まれている。
【００４２】
図３、１６および１７を参照すると、実施形態には、燃料噴射器１１に対する予混合器１０４の相対位置を変化させるための受動手段として熱膨張および熱収縮が利用され、それにより高出力における漏れギャップ速度の非一様性を小さくする実施形態が含まれている。さらに詳細には、第１のリング内部プラットフォーム２０５は、燃料噴射器１１ノズルの選択された構造に対して並進運動で軸方向に移動し、それにより燃料噴射器１１とプラットフォーム２０５の間の利用可能領域が開閉され、延いては受動パージエアー制御が提供される。
【００４３】
近接低減は、それぞれカップを有する複数の燃料ノズルを燃焼器システム内に所望の配置で配置し、それによりカップ間の距離を最適化することができる可能性のことである。代替は、０．１００インチ以上のカップ間距離を提供している。傾斜感度は、フット２０８を他の設計に対して半径方向に下流側に再配置する可能性によるものである。流れ１４から見た傾斜感度の１０％の低減を可能にする実施形態および代替が提供される。少なくとも図１４に示されているように、概ね１０度と４５度の間の範囲の値を有する傾斜角７００は、流れ１４の空気および燃料に速度の増加、霧化の増大および混合を提供し、それにより放出の低減と共に、１０％から２０％までの範囲で無効性を低減することによって測定可能な改善を提供している。
【００４４】
以上、本明細書において、本発明の好ましい例示的実施形態と見なされる実施形態について説明したが、当業者には、本明細書における教示から本発明の他の修正が明らかであり、したがって特許請求の範囲では、すべてのこのような修正が本発明の真の精神および範囲の範疇であることが保証されることが望ましい。
【符号の説明】
【００４５】
１０  ガスタービンエンジン
１１  燃料噴射器
１２  燃料ノズルアセンブリ
１４  圧縮機吐出空気
１５  バイパスファン
１６  燃焼器
１８  燃焼ゾーン
２０  半径方向に外側の環状ライナ（外部ライナ）
２２  半径方向に内側の環状ライナ（内部ライナ）
２３  圧縮機吐出空気の第１の部分
２４  圧縮機吐出空気の第２の部分
２５  圧縮機吐出空気の第３の部分
２６  環状燃焼器外筒
３０  フランジ
３２  中空ステム
３４  環状ドーム
３６  燃焼ゾーンの上流側末端
３７  弁ハウジング
４０  混合器アセンブリ
５２  エンジン中心線
５４  環状パイロット入口
５７  二重オリフィスパイロット燃料噴射器チップ
５８  一次パイロット燃料ノズル
５９  二次パイロット燃料ノズル
６０  燃焼ガス
６１  主燃料ノズル
６２  ノズルスロット
６５  燃料‐空気混合物
６９  高圧圧縮機吐出出口
７０  点火器
７２  第１段タービンノズル
７４  ノズル羽根
９９  パイロットハウジング
１００  環状二次出口
１０２  パイロット混合器
１０３  センタボディ
１０４  予混合器
１０４  主混合器
１０５、２２８  チャンバ（混合器空胴、チャンバの長さ）
１２０  パイロット混合器の中心線軸
２００  第１のリング
２０２  第１の外側の点
２０４  第１の内側の点
２０５  第１の内部リングプラットフォーム
２０６  第１の内部肩
２０８  フット（第１の外部肩）
２１０  放射羽根
２１１  入口半径
２１２  円錐羽根
２１４  後方放射羽根
２１６  前方放射羽根
２２０  第２のリング
２２２  第２の外側の点
２２４  第２の内側の点
２２６  第２の内部肩
２２７  後部リップパージ流開口
２３０  パージスロット
２３２  半径角
２３４  円周角
２３６  平面
２４０  スプリッタ
２４２  波形
３００  低圧圧縮機
４００  高圧圧縮機
４０２  加圧圧縮機吐出空気
５００  高圧タービン
６００  低圧タービン
７００  傾斜角
【図１】
0006310635.tif 000002
【図２】
0006310635.tif 000003
【図３】
0006310635.tif 000004
【図４ａ】
0006310635.tif 000005
【図４ｂ】
0006310635.tif 000006
【図５】
0006310635.tif 000007
【図６】
0006310635.tif 000008
【図７】
0006310635.tif 000009
【図８】
0006310635.tif 000010
【図９】
0006310635.tif 000011
【図１０】
0006310635.tif 000012
【図１１】
0006310635.tif 000013
【図１２】
0006310635.tif 000014
【図１３ａ】
0006310635.tif 000015
【図１３ｂ】
0006310635.tif 000016
【図１３ｃ】
0006310635.tif 000017
【図１４】
0006310635.tif 000018
【図１５】
0006310635.tif 000019
【図１６】
0006310635.tif 000020
【図１７】
0006310635.tif 000021
【図１８】
0006310635.tif 000022
【図１９】
0006310635.tif 000023
【図２０】
0006310635.tif 000024
【図２１】
0006310635.tif 000025
【図２２】
0006310635.tif 000026
【図２３】
0006310635.tif 000027
【図２４】
0006310635.tif 000028
【図２５】
0006310635.tif 000029
【図２６ａ】
0006310635.tif 000030
【図２６ｂ】
0006310635.tif 000031
【図２７】
0006310635.tif 000032
【図２８】
0006310635.tif 000033
【図２９】
0006310635.tif 000034
【図３０】
0006310635.tif 000035
【図３１】
0006310635.tif 000036