(57)【要約】【課題】ガスタービンにおける燃料噴射器および段階的燃料噴射システムを提供する。【解決手段】タービンに円周方向離隔静翼列を備えたガスタービンである。静翼はそれぞれ、凹状の圧力側面と横方向に対向する凸状の吸引側面との間に規定されたエーロフォイルを具備していてもよい。列内の静翼のうちの少なくとも１つは、エーロフォイルの圧力側面を通して形成された入口と吸引側面を通して形成された出口との間でエーロフォイルを通って延びた横断ノズルと、静翼のエーロフォイルを通して形成された燃料チャネルであり、入口ポートが燃料チャネルを燃料供給に流体接続する上流端および出口ポートが燃料チャネルを横断ノズルに流体接続する下流端を有する、燃料チャネルと、を具備する燃料噴射器を備えていてもよい。【選択図】図１
2017116250.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービン（１２）中に位置決めされた円周方向離隔静翼列（１７）を備え、前記列内の前記静翼（１７）がそれぞれ、凹状の圧力側面（１２６）と横方向に対向する凸状の吸引側面（１２７）との間に規定されたエーロフォイル（１２０）を具備しており、前記圧力側面（１２６）および前記吸引側面（１２７）が、正反対の前縁（１２８）と後縁（１２９）との間で軸方向に、内部側壁（１２２）と外部側壁（１２１）との間で半径方向に延びた、ガスタービン（１０）であって、
前記静翼列（１７）内の前記静翼（１７）のうちの少なくとも１つが、
前記エーロフォイル（１２０）を通って延び、前記エーロフォイル（１２０）の前記吸引側面（１２７）を通して形成された出口を具備する横断ノズル（１１９）と、
前記静翼（１７）の前記エーロフォイル（１２０）を通して形成された燃料チャネル（１３２）であり、入口ポートが前記燃料チャネル（１３２）を燃料供給に流体接続する上流端および出口ポート（１３５）が前記燃料チャネルを前記横断ノズルに流体接続する下流端を有する、燃料チャネル（１３２）と、
を具備する燃料噴射器を備えた、ガスタービン（１０）。
【請求項２】
前記静翼列（１７）中の複数の前記静翼（１７）が、前記燃料噴射器を備え、
前記静翼列（１７）が、前記タービン（１２）中に最前列の静翼（１７）を備えており、
前記横断ノズル（１１９）が、前記エーロフォイル（１２０）の前記圧力側面（１２６）を通して形成された入口と前記吸引側面（１２７）を通して形成された前記出口との間で前記エーロフォイル（１２０）を通って延びた、請求項１記載のガスタービン（１０）。
【請求項３】
前記横断ノズル（１１９）が、前記入口と前記出口との間で延びたチューブを備え、
前記静翼列（１７）中の前記静翼（１７）それぞれの前記エーロフォイル（１２０）が、前記ガスタービン（１０）の動作中に作動流体が流れる作動流体流路（３７）内に位置決めされており、
前記静翼列（１７）中の前記静翼（１７）の過半数が、前記燃料噴射器を備えており、
前記横断ノズル（１１９）の前記入口および前記出口が、前記タービン（１２）の前記作動流体流路（３７）と流体連通するとともに、動作時、前記圧力側面（１２６）における前記作動流体と前記吸引側面（１２７）における前記作動流体との圧力差分が前記横断ノズル（１１９）全体で前記作動流体を駆動するように位置決めされた、請求項２記載のガスタービン（１０）。
【請求項４】
前記静翼列（１７）中の前記静翼（１７）それぞれの前記エーロフォイル（１２０）が、前記ガスタービン（１０）の動作中に作動流体が流れる作動流体流路（３７）内に位置決めされており、
前記横断ノズル（１１９）の前記出口が、前記横断ノズル（１１９）の前記入口に対する前記作動流体流路（３７）中の下流位置を含む、請求項２記載のガスタービン（１０）。
【請求項５】
前記横断ノズル（１１９）の前記入口が、前記エーロフォイル（１２０）の前記圧力側面（１２６）に対して同一平面となるように、前記エーロフォイル（１２０）の前記圧力側面（１２６）を通して形成されており、
前記横断ノズル（１１９）の前記出口が、前記エーロフォイル（１２０）の前記吸引側面（１２７）に対して同一平面となるように、前記エーロフォイル（１２０）の前記吸引側面（１２７）を通して形成された、請求項４記載のガスタービン（１０）。
【請求項６】
前記横断ノズル（１１９）の前記入口が、前記エーロフォイル（１２０）の前記圧力側面（１２６）から延びた突出チューブを備え、
前記横断ノズル（１１９）の前記出口が、前記エーロフォイル（１２０）の前記吸引側面（１２７）に対して同一平面となるように、前記エーロフォイル（１２０）の前記吸引側面（１２７）を通して形成されており、
前記入口の前記突出チューブが、前記エーロフォイル（１２０）の前記圧力側面（１２６）からオフセットした開口を規定する中実側方壁を備えた、請求項４記載のガスタービン（１０）。
【請求項７】
前記横断ノズル（１１９）の前記入口が、前記エーロフォイル（１２０）の前記圧力側面（１２６）に対して同一平面となるように、前記エーロフォイル（１２０）の前記圧力側面（１２６）を通して形成されており、
前記横断ノズル（１１９）の前記出口が、前記エーロフォイル（１２０）の前記吸引側面（１２７）から延びた突出チューブを備えており、
前記出口の前記突出チューブが、前記エーロフォイル（１２０）の前記吸引側面（１２７）からオフセットした開口を規定する中実側方壁を備えた、請求項４記載のガスタービン（１０）。
【請求項８】
前記燃料噴射器が、複数の前記横断ノズル（１１９）を備え、それぞれが、前記突出チューブを備えた前記出口を有しており、
前記複数の横断ノズル（１１９）の前記突出チューブ周りに構成され、前記吸引側面（１２７）の表面とそこからオフセットした前記突出チューブの前記開口との間で滑らかに遷移するように構成された拡張壁（１５１）をさらに備えた、請求項７記載のガスタービン（１０）。
【請求項９】
前記横断ノズル（１１９）の前記入口が、前記エーロフォイル（１２０）の前記圧力側面（１２６）から延びた突出チューブを備え、前記入口の前記突出チューブが、前記エーロフォイル（１２０）の前記圧力側面（１２６）からオフセットした開口を規定する中実側方壁を備えており、
前記横断ノズル（１１９）の前記出口が、前記エーロフォイル（１２０）の前記吸引側面（１２７）から延びた突出チューブを備え、前記出口の前記突出チューブが、前記エーロフォイル（１２０）の前記吸引側面（１２７）からオフセットした開口を規定する中実側方壁を備えた、請求項４記載のガスタービン（１０）。
【請求項１０】
前記静翼列（１７）中の前記静翼（１７）それぞれの前記内部側壁（１２２）および前記外部側壁（１２１）が、それぞれの前記エーロフォイル（１２０）に対して一体的に形成され、前記内部側壁（１２２）が、前記エーロフォイル（１２０）の内部側面に対して位置決めされるとともに前記作動流体流路（３７）の内部境界を規定し、前記外部側壁（１２１）が、前記エーロフォイル（１２０）の外部側面に対して位置決めされるとともに前記作動流体流路（３７）の外部境界を規定しており、
前記燃料噴射器の前記燃料チャネル（１３２）が、前記燃料チャネル（１３２）を燃料源（１３４）に流体接続する燃料供給チャネル（１３３）を具備する上流端および前記燃料チャネル（１３２）を前記横断ノズル（１１９）に流体接続する出口ポート（１３５）を具備する下流端を備え、前記燃料供給チャネル（１３３）が、前記外部側壁（１２１）を通って延びた、請求項４記載のガスタービン（１０）。
【請求項１１】
前記燃料噴射器の前記燃料チャネル（１３２）が、前記燃料チャネル（１３２）を燃料源（１３４）に流体接続する燃料供給チャネル（１３３）を具備する上流端および前記燃料チャネル（１３２）を前記横断ノズル（１１９）に流体接続する出口ポート（１３５）を具備する下流端を備えた、請求項４記載のガスタービン（１０）。
【請求項１２】
前記燃料チャネル（１３２）の前記下流端が、前記横断ノズル（１１９）の前記入口と前記出口との間で離隔した複数の出口ポート（１３５）を備え、
前記燃料チャネル（１３２）が、燃料マニホールド（１３６）を備え、接続チャネル（１３７）が延びて前記燃料マニホールド（１３６）を前記複数の出口ポート（１３５）のそれぞれに接続する、燃料マニホールド（１３６）を備えた、請求項１１記載のガスタービン（１０）。
【請求項１３】
前記燃料チャネル（１３２）が、内部を循環する燃料の前記エーロフォイル（１２０）内の冷却効果の範囲を拡大するための蛇行プロファイルを有する部分を備えた、請求項１１記載のガスタービン（１０）。
【請求項１４】
前記燃料噴射器が、複数の前記横断ノズル（１１９）を具備し、
前記複数の横断ノズル（１１９）が、前記内部側壁（１２２）と前記外部側壁（１２１）との間に規定された前記エーロフォイル（１２０）の半径方向高さに沿って離隔した、請求項４記載のガスタービン（１０）。
【請求項１５】
前記燃料噴射器が、複数の前記横断ノズル（１１９）を具備し、
前記複数の横断ノズル（１１９）が、前記エーロフォイル（１２０）の前記前縁（１２８）と前記後縁（１２９）との間で離隔した、請求項４記載のガスタービン（１０）。
【請求項１６】
前記燃料噴射器を備えた前記静翼列（１７）内の前記複数の静翼（１７）が、空気が前記エーロフォイル（１２０）の内部を循環する空気チャネル（１４２）をさらに具備し、
前記空気チャネル（１４２）が、給気チャネル（１４３）が前記空気チャネル（１４２）を空気源に流体接続する上流端および下流端を備えており、
前記空気チャネル（１４２）の前記下流端が、空気が前記作動流体流路（３７）中に解放される表面出口ポート（１４４）を備えた、請求項４記載のガスタービン（１０）。
【請求項１７】
前記燃料噴射器を備えた前記静翼列（１７）内の前記複数の静翼（１７）が、空気が前記エーロフォイル（１２０）の内部を循環する空気チャネル（１４２）をさらに具備し、
前記空気チャネル（１４２）が、前記空気チャネル（１４２）を空気源に接続する給気チャネル（１４３）を具備する上流端および下流端を備えており、
前記空気チャネル（１４２）の前記下流端が、前記空気チャネル（１４２）を前記横断ノズル（１１９）に接続する接続チャネル（１４７）を備えた、請求項４記載のガスタービン（１０）。
【請求項１８】
前記給気チャネル（１４３）が、前記静翼（１７）の前記外部側壁（１２１）を通って延びており、
前記空気チャネル（１４２）の前記接続チャネル（１４７）が、前記横断ノズル（１１９）の前記入口と前記出口との間で離隔した出口ポート（１３５）を備えており、
前記空気チャネル（１４２）が、蛇行構成を有する部位を備えた、請求項１７記載のガスタービン（１０）。
【請求項１９】
ガスタービン（１０）のタービン（１２）用の静翼（１７）であり、円周方向離隔静翼列（１７）内で使用するように構成された、静翼（１７）であって、
凹状の圧力側面（１２６）と横方向に対向する凸状の吸引側面（１２７）との間に規定されたエーロフォイル（１２０）であり、前記圧力側面（１２６）および前記吸引側面（１２７）が、正反対の前縁（１２８）と後縁（１２９）との間で軸方向に、内部側壁（１２２）と外部側壁（１２１）との間で半径方向に延びた、エーロフォイル（１２０）と、
前記エーロフォイル（１２０）の前記圧力側面（１２６）を通して形成された入口と前記吸引側面（１２７）を通して形成された出口との間で前記エーロフォイル（１２０）を通って延びた横断ノズル（１１９）と、
前記静翼（１７）の前記エーロフォイル（１２０）を通して形成された燃料チャネル（１３２）であり、入口ポートが前記燃料チャネル（１３２）を燃料供給に流体接続する上流端および出口ポート（１３５）が前記燃料チャネル（１３２）を前記横断ノズル（１１９）に流体接続する下流端を有する、燃料チャネル（１３２）と、
を備えた燃料噴射器と、
をさらに備えた、静翼（１７）。
【請求項２０】
一体的に作動流体流路（３７）を規定するタービン（１２）に結合された燃焼器（１３）であって、前記作動流体流路（３７）が、前記燃焼器（１３）の前方噴射器（２１）により規定された前端から、前記燃焼器（１３）が終わって前記タービン（１２）が始まる接合部分を通った後、前記タービン（１２）を通って、後端まで、長手軸に沿って後方に延びた、燃焼器（１３）と、
前記作動流体流路（３７）の周りに形成され、圧縮器（１１）により供給された燃焼器給気を受容する圧縮器排出空洞（４４）と、
前記タービン（１２）に静翼列（１７）を形成するように位置決めされた円周方向離隔静翼（１７）であって、それぞれが、前記作動流体流路（３７）を横切って延びたエーロフォイル（１２０）を備え、前記エーロフォイル（１２０）が、凹状の圧力側面（１２６）と横方向に対向する凸状の吸引側面（１２７）との間に規定され、前記圧力側面（１２６）および前記吸引側面（１２７）が、正反対の前縁（１２８）と後縁（１２９）との間で軸方向に、内部側壁（１２２）と外部側壁（１２１）との間で半径方向に延びた、静翼（１７）と、
前記前方噴射器（２１）および前記静翼列（１７）の前記静翼（１７）のうちの少なくとも半分に統合された燃料噴射器を具備する段階的噴射器（５１）を具備する段階的噴射システム（５０）と、
を備え、
前記燃料噴射器が、
前記エーロフォイル（１２０）の前記圧力側面（１２６）を通して形成された入口と前記吸引側面（１２７）を通して形成された出口との間で前記エーロフォイル（１２０）を通って延びた横断ノズル（１１９）と、
前記静翼（１７）の前記エーロフォイル（１２０）を通して形成された燃料チャネル（１３２）であり、入口ポートが前記燃料チャネル（１３２）を燃料供給に流体接続する上流端および出口ポート（１３５）が前記燃料チャネル（１３２）を前記横断ノズル（１１９）に流体接続する下流端を有する、燃料チャネル（１３２）と、
を備えた、ガスタービン（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本願は一般的に、燃焼またはガスタービンエンジン内の燃焼システムに関する。より詳細に、本願は、このような燃焼システムにおける下流または軸方向に段階的な空気および燃料の噴射に関する新規のシステム、装置、および／または方法のほか、冷却システムおよびこれと関連付けられた構成要素を記載するが、これらに限定されない。
【背景技術】
【０００２】
当然のことながら、燃焼またはガスタービンエンジン（「ガスタービン」）の効率は、先端技術によってエンジンサイズの大型化および動作温度の上昇が可能になっていることから、ここ数十年間にわたって大幅に向上してきている。これを実現可能とした技術の進歩には、高温ガス経路の構成要素を冷却する新たな伝熱技術のほか、より耐久性のある新たな材料が含まれる。ただし、この期間には、特定の汚染物質の排出レベルを制限する規制基準が制定されている。具体的に、エンジンの動作温度および燃焼特性の影響を受けるＮＯｘ、ＣＯ、およびＵＨＣの排出レベルは、より厳しく規制されてきている。これらのうち、特にＮＯｘの排出レベルは、より高いエンジン着火温度においてその上昇の影響を受けるため、この汚染物質は、着火温度をさらにどれだけ上昇可能であるかについての大きな制約となっている。一般的には、動作温度が高くなるとエンジンがより効率的になるため、これがさらなる効率化の妨げとなっていた。このため、従来の燃焼システムと関連付けられた性能限界が、より効率的なガスタービンの開発を制限する要因となっていた。
【０００３】
許容範囲の排出レベルおよび冷却要件を維持しつつ、燃焼システムの出口温度を上昇させる方法としては、燃料および空気噴射の軸方向での段階分けがある。この場合は通常、燃焼器を通過する空気量を増加させるとともに、燃焼器の前端に位置決めされた主噴射器に対して軸方向下流側に離隔した噴射器に配向する空気量を増やす必要がある。当然のことながら、このように空気流の量が増えると、ユニットの空力性能がより重要となる。より具体的に、内部を移動する圧縮空気の圧力低下を最小限に抑える燃焼器では、燃焼器を通る流れのレベルが高くなった場合により重要となる性能利得および効率が実現され得る。圧縮空気の大部分は、タービンの動翼および静翼等の高温ガス経路の構成要素、特にタービンの初期段階における構成要素の冷却で消費される。
【０００４】
結果として、先進的な燃焼システム設計の第一義的な目標の１つは、燃焼による排出および空力的な圧力損失を最小限に抑えつつ、より高い着火温度および／もしくはより効率的な性能ならびに冷却空気の効率的な使用を可能とする段階的燃焼構成の開発に関する。当然のことながら、このような技術の進歩によって、エンジンの効率レベルは向上する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第８３８７３９０号公報
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００６】
このため、本願は、タービンに円周方向離隔静翼列を備えたガスタービンを記載する。静翼はそれぞれ、凹状の圧力側面と横方向に対向する凸状の吸引側面との間に規定されたエーロフォイルを具備していてもよい。列内の静翼のうちの少なくとも１つは、エーロフォイルの圧力側面を通して形成された入口と吸引側面を通して形成された出口との間でエーロフォイルを通って延びた横断ノズルと、静翼のエーロフォイルを通して形成された燃料チャネルであり、入口ポートが燃料チャネルを燃料供給に流体接続する上流端および出口ポートが燃料チャネルを横断ノズルに流体接続する下流端を有する、燃料チャネルと、を具備する燃料噴射器を備えていてもよい。
【０００７】
本発明は、ガスタービンのタービン用の静翼をさらに含んでいてもよい。この静翼は、円周方向離隔静翼列内で使用するように構成されていてもよい。この静翼は、凹状の圧力側面と横方向に対向する凸状の吸引側面との間に規定されたエーロフォイルであり、圧力側面および吸引側面が、正反対の前縁と後縁との間で軸方向に、内部側壁と外部側壁との間で半径方向に延びた、エーロフォイルと、燃料噴射器とをさらに備えていてもよい。燃料噴射器は、エーロフォイルの圧力側面を通して形成された入口と吸引側面を通して形成された出口との間でエーロフォイルを通って延びた横断ノズルと、静翼のエーロフォイルを通して形成された燃料チャネルであり、入口ポートが燃料チャネルを燃料供給に流体接続する上流端および出口ポートが燃料チャネルを横断ノズルに流体接続する下流端を有する、燃料チャネルと、を具備していてもよい。
【０００８】
本発明は、一体的に作動流体流路を規定するタービンに結合された燃焼器であって、作動流体流路が、燃焼器の前方噴射器により規定された前端から、燃焼器が終わってタービンが始まる接合部分を通った後、タービンを通って、後端まで、長手軸に沿って後方に延びた、燃焼器と、作動流体流路の周りに形成され、圧縮器により供給された燃焼器給気を受容する圧縮器排出空洞と、タービンに静翼列を形成するように位置決めされた円周方向離隔静翼であって、それぞれが、作動流体流路を横切って延びたエーロフォイルを備え、エーロフォイルが、凹状の圧力側面と横方向に対向する凸状の吸引側面との間に規定され、圧力側面および吸引側面が、正反対の前縁と後縁との間で軸方向に、内部側壁と外部側壁との間で半径方向に延びた、静翼と、段階的噴射システムと、を備えたガスタービンをさらに記載する。段階的噴射システムは、前方噴射器および段階的噴射器を具備していてもよい。段階的噴射器は、静翼列の静翼のうちの少なくとも半分に統合された燃料噴射器を具備していてもよい。燃料噴射器は、エーロフォイルの圧力側面を通して形成された入口と吸引側面を通して形成された出口との間でエーロフォイルを通って延びた横断ノズルと、静翼のエーロフォイルを通して形成された燃料チャネルであり、入口ポートが燃料チャネルを燃料供給に流体接続する上流端および出口ポートが燃料チャネルを横断ノズルに流体接続する下流端を有する、燃料チャネルと、を具備していてもよい。
【０００９】
本願の上記および他の特徴については、図面および添付の特許請求の範囲と併せて、好適な実施形態に関する以下の詳細な説明を精査することにより明らかとなるであろう。
【００１０】
本発明の上記および他の特徴については、添付の図面と併せた本発明の例示的な実施形態に関する以下のより詳細な説明を十分に考慮することによって、より完全な理解および認識が得られるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】本発明の実施形態を利用可能な種類の例示的なガスタービンの模式断面図である。
【図２】図１のガスタービンの圧縮器部の断面図である。
【図３】図１のガスタービンのタービン部の断面図である。
【図４】本発明の実施形態を利用可能な種類の従来の燃焼器および周りのシステムの模式断面図である。
【図５】段階的噴射システムを有する従来の燃焼器の模式断面図である。
【図６】エンジンのタービン部へと続くガスタービンの作動流体流路を示した従来の段階的噴射システムの模式断面図である。
【図７】本発明の一実施形態に係る、燃料噴射器を有する静翼の簡易断面図である。
【図８】図７の８−８に沿った断面図である。
【図９】本発明の一実施形態に係る、燃料噴射器を有する静翼の簡易断面図である。
【図１０】図９の１０−１０に沿った断面図である。
【図１１】本発明の一実施形態に係る、横断ノズルを具備する静翼エーロフォイルの断面図である。
【図１２】本発明の別の実施形態に係る、横断ノズルを具備する静翼エーロフォイルの断面図である。
【図１３】本発明の別の実施形態に係る、横断ノズルを具備する静翼エーロフォイルの断面図である。
【図１４】本発明の別の実施形態に係る、横断ノズルを具備する静翼エーロフォイルの断面図である。
【図１５】本発明の別の実施形態に係る、横断ノズルを具備する静翼エーロフォイルの断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
本発明の態様および利点については、以下の説明に示す。または、当該説明から明らかになり得るか、もしくは本発明の実施によって習得され得る。以下、本発明の実施形態を詳しく参照するが、そのうちの１つまたは複数の例を添付の図面に示す。詳細な説明においては、数字記号を用いて、図面中の特徴を表す。図面および説明においては、本発明の実施形態の同様または類似の部品を表すため、同様または類似の記号を使用している場合がある。当然のことながら、各例は、本発明の説明のために与えており、本発明を制限するものではない。実際、当業者には、本発明の範囲または趣旨から逸脱することなく、改良および変形が可能であることが明らかであろう。たとえば、一実施形態の一部として図示または記載の特徴は、別の実施形態にも使用して、さらに別の実施形態を生成するようにしてもよい。したがって、本発明は、このような改良および変形が添付の特許請求の範囲およびその均等物の範囲内となるように網羅するものである。本明細書に記載の範囲および境界には、別段の定めのない限り、所定境界内のすべての部分的範囲およびそれぞれの境界自体を含むことが了解されるものとする。また、本発明ならびにその構成要素のサブシステムおよび部品の説明のため、特定の用語を選択している。これらの用語は、可能な限り、当技術分野に共通の専門用語に基づいて選定している。さらに、当然のことながら、このような用語は、異なる解釈を受けることが多い。たとえば、本明細書で単一の構成要素として言及するものが、他所では、複数の構成要素から成るものとして言及される場合がある。あるいは、本明細書で複数の構成要素を具備するものとして言及するものが、他所では、単一の構成要素として言及される場合がある。このため、本発明の範囲を理解するに当たっては、使用する特定の専門用語のみならず、付随する説明および文脈のほか、複数の図面に対する用語の関連性を含めて、言及および説明している構成要素の構成、機能、および／もしくは使用、ならびに当然のことながら、添付の特許請求の範囲における専門用語の厳密な使用についても注意を払うものとする。さらに、以下の例は、特定種類のガスタービンまたはタービンエンジンに関して提示しているが、本発明の技術は、関連技術の当業者であれば理解し得る他の種類のタービンエンジンにも適用可能であってもよい。
【００１３】
本願の全体を通しては、複数の記述用語を用いることによって、タービンエンジンならびに／またはそれが具備する複数のサブシステムもしくは構成要素の機能を説明している場合があり、これらの用語を本項の始めに定義するのが有益と考えられる。したがって、これらの用語およびそれぞれの定義は、別段の定めのない限り、以下の通りである。用語「前方」および「後方（ａｆｔまたはａｆｔｗａｒｄ）」は、別途指定のない場合、ガスタービンの配向に対する方向へと向かう方向を表す。したがって、「前方」がエンジンの圧縮器端を表す一方、「後方」がエンジンのタービン端へと向かう方向を表す。このため、これらの用語はそれぞれ、機械または内部の構成要素の長手方向中心軸に沿った移動または相対位置を示すのに利用可能である。用語「下流」および「上流」は、特定の導管において、内部を移動する流れの一般的方向に対する位置を示すのに用いられる。当然のことながら、これらの用語は、通常動作時に特定の導管を通ることが予想される流れの方向に対する方向を表しており、当業者には一目瞭然であるものとする。このため、用語「下流」は、流体が特定の導管を流れる方向を表す。一方、「上流」は、その反対を表す。このため、たとえば、ガスタービンを通る作動流体の主流は、圧縮器を通って移動する空気として始まり、燃焼器以降に燃焼ガスとなるが、圧縮器の上流または前端に向かう上流位置で始まり、タービンの下流または後端に向かう下流位置で終了となるものとして記載する場合がある。
【００１４】
一般的な種類の燃焼器における流れの方向の記述に関しては、以下により詳しく論じる通り、当然のことながら、（燃焼器の長手方向中心軸および前後区別を規定する上述の圧縮器／タービン位置決めに対して）燃焼器の後端に向かって集中したインピンジメントポートを通って、圧縮器排出空気が通常は燃焼器に流れ込む。燃焼器においては、内部チャンバの周りに形成された流れ環により燃焼器の前端に向かって圧縮空気が案内されると、空気流が内部チャンバに流れ込み、その流れ方向の反対に、燃焼器の後端に向かって移動する。さらに別の背景においては、冷却チャネルまたは通路を通る冷媒の流れについても同様に取り扱われるようになっていてもよい。
【００１５】
また、本明細書においては、共通中心軸周りの圧縮器およびタービンの構成のほか、多くの燃焼器型に典型的な中心軸周りの円筒状構成を前提として、このような軸に対する位置を記述する用語を本明細書において使用する場合がある。この点に関しては、当然のことながら、用語「半径方向」が軸に垂直な移動または位置を表す。これに関連して、中心軸からの相対距離を記述することが必要となる可能性がある。この場合、たとえば、第１の構成要素が第２の構成要素よりも中心軸の近くに存在する場合、第１の構成要素は、第２の構成要素の「半径方向内方」または「内部」であるものとして記述する。一方、第１の構成要素が第２の構成要素よりも中心軸から遠くに存在する場合、本明細書において、第１の構成要素は、第２の構成要素の「半径方向外方」または「外部」であるものとして記述する。また、当然のことながら、用語「軸方向」は、軸に平行な移動または位置を表し、用語「円周方向」は、軸周りの移動または位置を表す。上述の通り、これらの用語は、エンジンの圧縮器およびタービン部を通って延びた共通中心軸に関して適用可能であるが、必要に応じて、エンジンの他の構成要素またはサブシステムに関しても使用可能である。最後に、用語「動翼」は、別途指定のない場合、圧縮器またはタービンの回転翼を表しており、圧縮器動翼およびタービン動翼の両方を含む。用語「静翼」は、別途指定のない場合、圧縮器またはタービンの固定翼を表しており、圧縮器静翼およびタービン静翼の両方を含む。本明細書において、用語「翼」は、いずれかの翼型を表すのに使用する。したがって、別途指定のない場合、用語「翼」は、圧縮器動翼、圧縮器静翼、タービン動翼、およびタービン静翼等、すべての種類のタービンエンジン翼を含む。
【００１６】
以下、背景として図面を参照するに、図１は、本願の実施形態を利用できる例示的なガスタービン１０を示している。当業者には、この特定種類のタービンエンジンでの使用に本発明が限定され得ず、別段の定めのない限り、提供する例がこのような限定を意図したものではないことが了解される。一般的に、ガスタービンは、圧縮空気流中の燃料の燃焼により生成された高温ガスの加圧流からエネルギーを取り出すことによって動作する。図１に示すように、ガスタービン１０は、燃焼器１３が間に位置決めされた状態で、共通シャフトまたはロータを介して下流のタービン部またはタービン１２に対して機械的に結合された軸方向圧縮器１１を具備していてもよい。図示のように、ガスタービン１０の共通シャフトは、圧縮器１１およびタービン１２を通って延びた中心軸１８を構成している。
【００１７】
図２に示すように、圧縮器１１は、複数の段階を含んでいてもよく、それぞれが、圧縮器動翼列１４と、それに続く圧縮器静翼列１５とを具備していてもよい。このように、第１の段階が、中心軸１８周りに回転する圧縮器動翼列１４と、それに続いて、動作時に静止したままの圧縮器静翼列１５とを具備していてもよい。また、タービン１２は、複数の段階を含んでいてもよい。図３に示すように、タービン１２の場合は、第１の段階が、動作時に静止したままのノズルまたはタービン静翼列１７と、それに続いて、動作時に中心軸１８周りに回転するタービンバケットまたはタービン動翼１６とを具備していてもよい。当然のことながら、ある列内のタービン静翼１７は一般的に、円周方向に互いに離隔して、回転軸周りに固定されている。タービン動翼１６は、中心軸１８周りに回転するように、ロータホイールまたはディスクに搭載されていてもよい。当然のことながら、タービン静翼１７およびタービン動翼１６は、タービン１２の高温ガス経路中に存在しており、内部を移動する高温ガスと相互作用する。
【００１８】
動作の一例においては、軸方向圧縮器１１内の動翼１４の回転によって、空気流が圧縮される。燃焼器１３においては、圧縮空気流の燃料との混合および点火に際して、エネルギーが解放される。その後、燃焼器１３からの結果としての高温燃焼ガス流（作動流体と称する場合がある）は、タービン動翼１６上に配向されるが、その流れによって、動翼１６をシャフト周りに回転させる。このように、作動流体の流れのエネルギーは、回転翼の機械的エネルギーに変換され、ロータディスクを介した動翼とシャフトとの間の接続を前提として、回転シャフトの機械的エネルギーに変換される。その後、シャフトの機械的エネルギーの使用によって、圧縮空気が必要なだけ生じるように圧縮器動翼の回転を駆動し、また、たとえば発電用途の場合のように、電気を発生する発電機の回転を駆動するようにしてもよい。
【００１９】
図４は、従来の燃焼器１３および周りの構造の簡易断面図を与える。当然のことながら、燃焼器１３は、当該燃焼器１３の前端に位置決めされたヘッドエンド１９と当該燃焼器１３の後端に位置決めされ、当該燃焼器１３をタービン１２に接続するように機能する後方フレーム２０との間において軸方向に規定されていてもよい。燃焼器１３の前端に向かっては、前方噴射器２１が位置決めされていてもよい。本明細書において、前方噴射器２１は、燃焼器１３の最前方の燃料および空気噴射器を表し、通常、燃料および空気を混合して燃焼器１３の燃焼帯内で燃焼させる主構成要素として機能する。前方噴射器２１は、燃料経路２２に連なり、ノズル２３を具備していてもよい。前方噴射器２１のノズル２３としては、たとえばマイクロミキサーノズル、スワールもしくはスウォズル構成のノズル、または本明細書に記載の機能を満足する他の種類のノズル等、任意の種類の従来のノズルが挙げられる。より具体的に、以下により詳しく論じる通り、ノズル２２は、米国特許第８，０１９，５２３号に記載されているような段階的噴射システムに適合するように構成されており、そのすべての内容を本明細書に援用する。図示のように、ヘッドエンド１９は、燃料を前方噴射器２１に供給可能な種々マニホールド、装置、および／または燃料経路２２を提供していてもよい。また、図示のように、ヘッドエンド１９は、当然のことながら、燃焼器１３内に規定された大きな内部空洞の軸方向前方境界を形成するエンドカバー２７を具備していてもよい。
【００２０】
図示のように、燃焼器１３内に規定された内部空洞は、複数の小さな空間またはチャンバに細分化されていてもよい。これらのチャンバは、圧縮空気流および燃料／空気混合物を所望の流路に沿って配向するように構成された空気流または空気配向構造（壁、ポート等）を具備していてもよい。燃焼器１３の内部空洞は、内側半径方向壁２４と、内側半径方向壁２４の周りに形成された外側半径方向壁２５とを具備していてもよい。図示のように、内側半径方向壁２４および外側半径方向壁２５は、両方の間に流れ環２６が規定されるように構成されていてもよい。さらに、図示のように、内側半径方向壁２４内に規定された領域の前端には、前方チャンバ２８が規定されていてもよく、前方チャンバ２８の後方には、後方チャンバ２９が規定されていてもよい。当然のことながら、前方チャンバ２８は、キャップアセンブリ３０と称する構成要素の一部である内側半径方向壁２４の部分によって規定されている。当然のことながら、後方チャンバ２９は、前方噴射器２１内に一体的に導入された燃料および空気混合物の点火および燃焼が行われる領域を規定していてもよく、このため、燃焼帯と称する場合がある。
【００２１】
図示のように、キャップアセンブリ３０は、エンドカバー２７との接続部から後方に延び、外側半径方向壁２５（本明細書においては、燃焼器ケーシング３１と称する場合がある）の軸方向部により大略囲まれていてもよい。当然のことながら、燃焼器ケーシング３１は、キャップアセンブリ３０の外面の外部に離隔して形成されていてもよい。このように、キャップアセンブリ３０および燃焼器ケーシング３１は、両方の間に流れ環２６の軸方向部を形成していてもよい。当然のことながら、キャップアセンブリ２９は、前方噴射器２１のノズル２３をさらに収容して構造的に支持していてもよく、これは、キャップアセンブリ３０の後端またはその近傍に位置決めされていてもよい。前方噴射器２１のすぐ下流に生じる後方チャンバまたは燃焼帯２９は、内側半径方向壁２４（燃焼器の種類に応じて、ライナ３２と称する場合がある）の軸方向部によって円周方向に規定されていてもよい。後方チャンバ２９は、ライナ３２から内側半径方向壁２４の下流部（燃焼器１３のタービン１２との接続部に向かって、高温燃焼ガス流を配向する遷移要素３４と称する場合がある）を通って後方に延びていてもよい。
【００２２】
上述の通り、外側半径方向壁２５が内側半径方向壁２４を囲むことによって、両方の間に流れ環２６が形成されていてもよい。例示的な構成によれば、内側半径方向壁２４のライナ３２部の周りには、ライナスリーブ３３と称し得る外側半径方向壁２５の部分が位置決めされている。他の構成も可能ではあるが、ライナ３２およびライナスリーブ３３は、円筒形状で、同心円状に配置されていてもよい。図示のように、キャップアセンブリ３０と燃焼器ケーシング３１との間に形成された流れ環２６の部分は、ライナ３２とライナスリーブ３３との間に規定された流れ環２６の部分に連なっていてもよく、このようにして、流れ環２６が後方（すなわち、タービン１２との接続部に向かって）に延びている。同じく図示のように、内側半径方向壁２４の遷移要素３４部の周りには、遷移スリーブ３５と称し得る外側半径方向壁２５の部分が位置決めされている。図示のように、遷移スリーブ３５は、流れ環２６がさらに後方に延びるように、遷移要素３４を囲むように構成されている。ライナスリーブ３３および／または遷移スリーブ３５は、燃焼器１３外部の圧縮空気の流れ環２６への進入を可能とする複数のインピンジメントポート４１を具備していてもよい。当然のことながら、図４に示すように、圧縮器排出ケーシング４３は、燃焼器１３の周りに圧縮器排出空洞４４を規定していてもよい。圧縮器排出空洞４４は、圧縮器１１からの圧縮空気の供給を受容することにより、圧縮空気がインピンジメントポート４１を通って流れ環２６に流れ込むように構成されていてもよい。当然のことながら、インピンジメントポート４１は、高速移動する空気ジェットが生成されるように、燃焼器１３に流れ込む空気流と衝突するように構成されていてもよい。これらの空気ジェットは、内側半径方向壁２４の外面に対する適合によって、動作時に内側半径方向壁２４を対流冷却するようになっていてもよい。流れ環２６において、圧縮空気が通常、キャップアセンブリ３０に形成された１つまたは複数のキャップ入口４５を介して燃焼器１３の前端に向かって配向されると、空気流は、キャップアセンブリ３０の前方領域に流れ込む。その後、圧縮空気は、上述の通り前方噴射器２１のノズル２３に配向されると、燃料と混合されて、燃焼帯内で燃焼する。
【００２３】
図５は、燃焼帯２９に対する燃料および／または空気の後方または下流噴射を可能とする段階的噴射システム５０を有する燃焼器１３を示した図である。当然のことながら、このような燃料および空気噴射システムは一般的に、補助噴射システム、遅延希薄噴射システム、軸方向段階的噴射システム等と称する。本明細書において、これらの種類の燃料および空気噴射器、噴射システム、ならびに／または関連する構成要素の態様は一般的に、「段階的噴射システム」と称するが、これに限定されない。図５の段階的噴射システム５０は、例示的な従来設計と一致しており、タービン燃焼システムにおける段階的燃料／空気噴射に関する考え方を導入するために提供しているに過ぎない。当然のことながら、これらの考え方は、図７〜図１５に示す本願発明の作用の説明および理解に適用可能である。当然のことながら、段階的噴射システムは、排出削減等のいくつかの理由から、ガスタービンの燃焼器用に開発されている。動作時、当然のことながら、上記のような段階的噴射システムは通常、燃焼器の前端における主噴射点の下流となる燃焼器の総給気および供給燃料の部分を導入する。当然のことながら、噴射器のこのような下流の位置決めによって、燃焼反応物質が燃焼器内で火炎帯のより高温に留まる時間が短くなり、その形成が抑えられる。これにより、たとえば許容範囲のＮＯｘ排出レベルを維持しつつ、下流噴射の反応物質滞在時間の短縮に対して燃料／空気混合または予混合技術を合わせることにより、燃焼器の着火温度をさらに高くすることと、重要なこととして、より効率的なエンジンとを実現する先進的な燃焼器設計が可能となっている。当然のことながら、下流噴射が可能となる方法および範囲を制限する他の検討事項も存在する。たとえば、下流噴射によって、ＣＯおよびＵＨＣの排出レベルが上昇する可能性がある。すなわち、燃焼帯のはるか下流位置で燃料が大量に噴射された場合には、燃料の不完全燃焼またはＣＯの不十分な燃焼が生じる可能性がある。さらに、燃料および空気の予混合が不十分な状態で生じる燃焼の結果として、超高温帯が生じる可能性があり、これらの超高温帯が高温ガス経路の特定の構成要素に隣接する場合は、故障および／または早期劣化が生じることになる。したがって、予混合により、排出および温度の両者を抑えることができる。要するに、遅延噴射の概念およびその使用により特定の排出にいかに影響を及ぼし得るかに関する基本原理が一般的に公知である可能性はあるものの、この方法を採用してよりいかに効率的なエンジンを最善にて実現するかについては、設計の障害が残っている。
【００２４】
例示的な一構成において、図５に示すように、段階的噴射システム５０は、前方噴射器２１のほか、１つまたは複数の段階的噴射器５１を具備していてもよい。本明細書において、段階的噴射器５１は、前方噴射器２１から後方に向かってまたは下流に、軸方向に離隔した噴射器である。例示的な一構成によれば、段階的噴射器５１はそれぞれ、ノズル５３に連なる燃料通路５２を具備していてもよい。ノズル５３内では、燃料／空気混合物が生成され、燃焼帯２９の下流部に噴射される。図示のように、燃料通路５２は、燃焼器１３の外側半径方向壁２５に含まれていてもよいが、他の燃料供給装置および方法も可能である。燃料通路５２は、ヘッドエンド１９の近くに生じる燃料源との接続部と段階的噴射器５１のノズル５３との接続部との間で大略後方に延びていてもよい。このようなシステム５０の段階的噴射器５１に関しては、他の構成も可能であるが、提供する例においては、段階的噴射器５１のうちの複数が燃焼帯２９の外縁周りに位置決めされていてもよい。段階的噴射器５１はそれぞれ、ノズル５３を具備していてもよい。提供する例によれば、ノズル５３は、流れ環２６を横断または交差して延びたチューブとして構成されていてもよい。このチューブは、流れを内部へと配向して、燃焼帯２９に噴射するように構成されていてもよい。より具体的に、ノズル５３のチューブの外部端は、流れ環２６と流体連通するように形成された圧縮器排出空洞および／またはポートに対して開かれていてもよいため、ノズル５３のチューブが加圧空気流を受け入れるようにしてもよい。後述の通り、ノズル５３は、チューブ構造の側面を通して形成され、内部を移動する加圧空気に燃料を噴射可能な燃料ポートをさらに具備していてもよい。このように、段階的噴射器５１はそれぞれ、給気および供給燃料を一体的に導入して混合した後、得られた混合物を燃焼帯に噴射するように機能するようになっていてもよい。
【００２５】
図５の例に示すように、段階的噴射システム５０は、燃焼器１３の後方チャンバ２９周りで円周方向に離隔した段階的噴射器５１のうちの複数を具備していてもよい。これらの噴射器５１は、ライナ３２／ライナスリーブ３３アセンブリ（または、より一般的に、内側半径方向壁２４／外側半径方向壁２５アセンブリ）に統合されていてもよい。段階的噴射器５１は、燃焼帯周りの円周方向に離隔した複数の点で燃料／空気混合物が噴射されるように配列されていてもよい。図示のように、段階的噴射器５１は、同一または共通の軸方向位置に位置決めされていてもよい。すなわち、燃焼器１３の長手または中心軸５７に沿って、複数の段階的噴射器５１が略同じ軸方向位置周りに位置付けられていてもよい。この構成を有することにより、段階的噴射器５１は、図５に示すように、共通面または本明細書において称するところの噴射基準面５８上に位置決めされるものとして記載する場合がある。
【００２６】
ここで、図６を参照すると、燃焼器１３およびタービン１２の前方段階の断面図を示しており、図に描写した領域を参照して、図６は、段階的噴射システムおよび燃焼動作の態様に関して、ガスタービン１０の燃焼器１３およびタービン１２部における位置決めの専門用語を定義するのに使用可能である。まず、燃焼器１３における軸方向の位置決めを定義するため、当然のことながら、燃焼器１３およびタービン１２は、燃焼器１３の前方噴射器２１により規定された上流端からタービン１２の下流端を通って長手方向中心軸５７周りに延びた作動流体流路３７を規定している。したがって、段階的噴射器５１および他の構成要素の位置決めは、この作動流体流路３７の中心軸５７に沿った位置に関して規定されていてもよい。
【００２７】
図示のように、図４においては、作動流体流路３７における軸方向の位置決めを明瞭化するため、特定の垂直基準面が規定されている。図示のように、これらのうちの第１の基準面は、燃焼器１３のヘッドエンド１９の近くに規定された前方基準面６７である。具体的に、前方基準面は、燃焼帯２９の前端すなわち内側壁２４内に規定された前方チャンバ２８と後方チャンバ２９との間の境界に配設されている。前方基準面６７の位置決めを記述する別の方法として、当該面は、前方噴射器２１のノズル２３の下流端あるいは作動流体流路３７の前端に略位置付けられている。第２の基準面は、中間基準面６８である。中間基準面６８は、燃焼器１３の後方チャンバ２９の軸方向の略中間点すなわち前方噴射器のノズル２３と燃焼器１３の下流端（後方フレーム２０であってもよい）との間の概ね半分に位置決めされている。燃焼器１３が上述のライナ３２／遷移要素３４アセンブリを具備する場合、当然のことながら、燃焼器中間面６８は、これらのアセンブリが連なる位置の近くで生じるようになっていてもよい。これらの基準面のうちの最後の基準面は、図示のように燃焼器１３の後端に規定可能な後方基準面６９である。当然のことながら、後方基準面６９は、燃焼器１３のはるか下流端を示すため、提供する例のように、後方フレーム２０にて規定されていてもよい。また、これらの基準面６７、６８、６９に従って、燃焼器１３およびタービン１２の流路内に特定帯が指定されていてもよく、これらについても図４に示す。したがって、図示のように、前方基準面６７と中間基準面６８との間には、上流燃焼帯７０が生じていることが示されている。第２に、中間基準面６８と後方基準面６９との間には、下流燃焼帯７１が生じている。最後に、タービン燃焼帯７２が、後方基準面６９からタービン１２内の第１段階の翼１６、１７を通って生じる領域として指定されている。図から分かるように、これらの燃焼帯７０、７１、７２はそれぞれ、固有のクロスハッチングパターンにより、図５において別々に描写している。
【００２８】
図６は、例示を目的として、上述の燃焼帯７０、７１、７２それぞれにおけるある段階の段階的噴射器５１の考え得る位置をさらに示している。当然のことながら、段階的噴射器５１は、明瞭化のため、図５に示す例示と比較して、簡素化して示している。これらの段階の段階的噴射器５１はそれぞれ、単独での使用またはその他の段階の一方もしくは両方との併用が可能であることが了解されるものとする。図示のように、第１段階の段階的噴射器５１は、上流燃焼帯７０内に位置決めされた噴射基準面５８の周りで円周方向に離隔している。第２段階の段階的噴射器５１は、下流燃焼帯７１内に位置付けられた第２の噴射基準面５８の周りで円周方向に離隔して示されている。また、最後に、第３段階の段階的噴射器５１は、タービン燃焼帯７２内の第３の噴射基準面５８の周りで円周方向に離隔して示されている。したがって、１つまたは複数の段階の段階的噴射器５１が前方噴射器２１の下流に設けられていてもよい。
【００２９】
上記位置のいずれかにおける段階的噴射器５１は従来、空気、燃料、または空気および燃料の両方の噴射用として設定されている可能性があり、噴射基準面５８周りの噴射器のアレイが形成されるように、各軸方向位置に複数設けられている可能性がある。図６においては簡素化して描かれているが、段階的噴射器５１は、本明細書に記載の機能に適した任意の種類の従来噴射器を含むことが了解されるものとする。当然のことながら、本発明の特定の態様によれば、前方噴射器２１および段階的噴射器５１それぞれに燃料および空気が制御可能に供給されるようになっていてもよく、これは、上記援用の特許および特許出願に言及および記載の方法のほか、米国特許出願公開第２０１０／０１７０２１９号に記載の方法のいずれか等、任意の従来方法を介するが、そのすべての内容を本明細書に援用する。規定帯７０、７１、７２の各段階内の段階的噴射器５１のうちの１つおよび前方噴射器２１に関して図４に模式的に示すように、段階的噴射システム５０は、燃料および／または空気の各噴射器への供給を能動的または受動的に制御する制御装置および関連する構成要素を具備していてもよい。すなわち、本発明の態様には、段階的噴射器５１および／または前方噴射器２１の間で燃焼器１３に供給される供給燃料および給気全体を分配または測定する制御装置、方法、システム、および構成を含んでいてもよい。前方噴射器２１および段階的噴射システム５０に含まれ得るさまざまな段階的噴射器５１は、所望の動作ならびに好ましい空気および燃料分離が実現されるように、複数の方法で制御および構成されるようになっていてもよい。図５に模式的に示すように、これには、制御可能なバルブ７５を介して各噴射器に供給される給気および供給燃料の能動的な制御を含んでいてもよいが、関連する流れを測定するように機能する任意の機械的作動機器が用いられるようになっていてもよい。当然のことながら、能動制御は、制御装置が各バルブと電子的に連通することにより制御アルゴリズムに準じてバルブ設定を操作するコンピュータ化制御システムに制御可能なバルブ７５を接続することによって実現されるようになっていてもよい。他の考え得る実施形態によれば、段階的噴射器５１および前方噴射器２１それぞれへの給気および供給燃料は、燃料および空気を各噴射器に供給する燃料および空気導管の相対的なオリフィスサイズ規定によって受動的に制御されるようになっていてもよい。段階的噴射システム５０に関する制御法は、さまざまな段階的噴射器５１間、さまざまな段階（存在する場合）の段階的噴射器５１間、さまざまな段階的噴射器５１と前方噴射器２１との間、またはこれらのすべてにおける供給燃料および給気の測定を含んでいてもよい。
【００３０】
本発明の一実施形態によれば、図７は、静翼１７を通過する作動流体流中に横断燃料ノズル（「横断ノズル」）１１９が燃料を解放する統合燃料噴射器を有する静翼１７を示した側面断面図である。図８は、透視線８−８に沿った図７の静翼の断面図である。当然のことながら、例示的な用途によれば、図７および図８の噴射器アセンブリ（すなわち、統合静翼／燃料噴射器）は、上述の原理に一致する段階的噴射システムの段階的噴射器として動作するようになっていてもよい。また、燃料噴射器は、タービン１２内の静翼列のいずれかに統合されていてもよい。好適な一実施形態によれば、燃料噴射器は、タービン１２の静翼列１７の最前列すなわちタービン１２に流れ込んだ作動流体が最初に会合する列の静翼１７に組み込まれている。さらに、燃料噴射器は、特定の列またはその一部における各静翼１７に組み込まれていてもよい。たとえば、別の実施形態によれば、燃料噴射器は、特定の列における静翼１７の半分に備えられている。当然のことながら、列内の燃料噴射器の配置は、タービン１２を通る環状の作動流体流路の周りで規則的に離隔するように、規則的であってもよい。さらに、別段の定めのない限り、図７および図８および以下に提示する静翼／燃料噴射器アセンブリは、一塊鋳造プロセスまたは鋳造と機械加工、穿孔、ろう付け、溶接、および積層造形プロセス等の鋳造後プロセスとの何らかの組み合わせ等、従来のプロセスによって形成されていてもよいことが了解されるものとする。最後に、横断チューブ１１９は、任意の従来材料のほか、本明細書に記載の機能に適した材料で構成されていてもよい。これらとしては、従来の金属のほか、ＣＭＣ等のほかのセラミック材料が挙げられる。
【００３１】
図示のように、静翼１７は一般的に、外部側壁１２１および内部側壁１２２がそれぞれ側面に位置するエーロフォイル１２０を具備していてもよい。当然のことながら、外部側壁１２１および内部側壁１２２は、エーロフォイル１２０の一体的な構成要素として形成されていてもよいが、他の構成も可能である。このように構成されることで、外部側壁１２１は、タービン１２を通る作動流体流路３７の外部境界の軸方向部を規定していてもよい。一方、内部側壁１２２は、流路３７の内部境界を構成していてもよい。当然のことながら、外部側壁１２１は、望ましくはエーロフォイル１２０が作動流体流路３７内に配置されるように、作動流体流路３７の周りに位置決めされて形成された固定構造に堅く取り付けられていてもよい。内部側壁１２２は、回転構造に対して位置決めされた構造を含むことにより、それらの間に比較的小さな隙間または間隙が残存するようになっていてもよく、これにより、動作中の燃焼ガスの漏れが防止される。
【００３２】
他の構成も可能であるが、エーロフォイル１２０は、大略凹状の圧力側面１２６と、円周方向または横方向に対向する大略凸状の吸引側面１２７とを具備していてもよい。図示のように、圧力側面１２６および吸引側面１２７は、正反対の前縁１２８と後縁１２９との間で軸方向に延びていてもよい。動作時、エーロフォイル１２０は、タービン１２を通る作動流体流と相互作用するように位置決めされていてもよい。通常動作時、静翼１７のエーロフォイル１２０は、後続の動翼列１６に作動流体が効率的に衝突するように作動流体流を再配向する。当然のことながら、この結果、静翼１７のエーロフォイル１２０の側面間に圧力差分が生じ、圧力側面１２６の圧力が吸引側面１２７よりも高くなる。また、図示のように、静翼１７は、液体冷媒が循環して動作中の構成要素を対流冷却する複数の内部冷却通路またはチャネルを具備していてもよい。以下に論じる通り、これらの冷却通路は、１つまたは複数の燃料チャネル１３２および１つまたは複数の空気チャネル１４２を具備していてもよく、それぞれは、横断ノズル１１９のうちの１つと連なっていてもよい。当然のことながら、冷却チャネルはそれぞれ、横断ノズル１１９を冷却して内部の過度温度および／またはノズルの燃焼を防止するように位置決めおよび使用がなされていてもよい。
【００３３】
図示のように、横断ノズル１１９は、エーロフォイルの圧力側面１２６に、その近傍に、または貫通して形成された入口１３０およびエーロフォイルの吸引側面１２７に、その近傍に、または貫通して形成された出口１３１から、エーロフォイル１２０を通って延びていてもよい。例示的な一実施形態によれば、横断ノズル１１９は、断面が円形状のチューブとして構成されている。長円形または矩形のほか、形状および面積が変化するもの等、他の断面形状も可能である。横断ノズル１１９は、入口１３０と出口１３１との間で直線状に延びていてもよい。また、横断ノズル１１９は、入口１３０と出口１３１との間に湾曲経路を規定していてもよい。図示のように、横断ノズル１１９の入口１３０および出口１３１は、タービン１２を通る作動流体流路３７に露出している（すなわち、作動流体流路３７と流体連通している）。当然のことながら、静翼１７のエーロフォイル１２０は、作動流体流路３７内に位置決めされるとともに、そこを流れる作動流体と相互作用するように構成されていてもよい。動作時、エーロフォイル１２０の構成および配向を前提とすると、圧力側面１２６および吸引側面１２７における作動流体間に存在する圧力差分によって、横断ノズル１１９全体にわたってすなわち入口１３０から出口１３１まで作動流体を移動させることが可能である。他の考え得る実施形態によれば、入口１３０および出口１３１のない横断ノズルが備えられていてもよい。このような場合、ノズルには、内部源すなわち燃料チャネル１３２および空気チャネル１４２のみから燃料および／または空気が供給され、エーロフォイルの表面に形成された単一の出口ポートを通して噴射されるようになっていてもよい。
【００３４】
図１１〜図１５により明確に示すように、横断ノズル１１９の入口１３０は、エーロフォイル１２０の圧力側面１２６を通して形成されていてもよい。圧力側面１２６に対する入口１３０の構成は、異なるものであってもよい。特定の好適な実施形態によれば、入口１３０は、圧力側面１２６に対して同一平面である。横断ノズル１１９の出口１３１は、エーロフォイル１２０の吸引側面１２７を通して形成されていてもよく、同様に、構成が異なるものであってもよい。特定の好適な実施形態によれば、出口１３１は、吸引側面１２７に対して同一平面であってもよい。他の実施形態によれば、以下に詳しく論じる通り、横断ノズル１１９の入口１３０および出口１３１は、それぞれ圧力側面１２６および／または吸引側面１２７から延びた突出チューブを具備していてもよい。たとえば、突出チューブの構成を使用することにより、ノズル１１９から結果として生じる燃焼をエーロフォイルの下流面から遠のけるようにしてもよい。これにより、エーロフォイルのすぐ隣で燃焼が起きることはなく、局所的な燃焼ホットスポットおよび過度温度によって害を受ける機会が少なくなる。
【００３５】
横断ノズル１１９は、静翼１７の内部を通して形成された燃料チャネル１３２と連なっていてもよい。図示のように、上流端において、燃料チャネル１３２は、静翼１７の外部側壁１２１を通して形成された燃料供給チャネル１３３を具備していてもよい。燃料供給チャネル１３３は、燃料源１３４と流体連通していてもよい。下流端において、燃料チャネル１３２は、燃料チャネル１３２中の燃料を横断ノズル１１９に解放可能な１つまたは複数の出口ポート１３５を具備していてもよい。好適な実施形態によれば、出口ポート１３５のうちの複数が横断ノズル１１９の長さに沿って離隔していてもよい。出口ポート１３５は、動作中の保炎のリスクを抑えるため、横断ノズル１１９を通る流れ方向に対して曲がっていてもよい。当然のことながら、燃料チャネル１３２を通過する燃料は、動作中の静翼１７に対する冷却効果を有していてもよい。このため、燃料チャネル１３２は、翼の特定領域の冷却要件に対処するため、屈曲経路を有するように構成されていてもよい。したがって、図示のように、燃料チャネル１３２は、エーロフォイル１２０の特定領域を通って延びるように構成されていてもよい。具体的に、燃料チャネル１３２は、図示のように、蛇行または「スイッチバック」プロファイルを有する少なくとも１つの部位を含んでいてもよい。このように、エーロフォイル１２０内の燃料の冷却効果の範囲が増強されていてもよい。
【００３６】
好適な実施形態によれば、燃料チャネル１３２は、上述のように燃料供給チャネル１３３を具備し得る上流端と、燃料チャネル１３２を横断ノズル１１９に流体接続する１つまたは複数の出口ポート１３５を具備し得る下流端とを有していてもよい。出口ポート１３５は、所望の性能特性に準じて、横断ノズル１１９の入口１３０と出口１３１との間で離隔またはグループ化可能であるのが望ましい。図示のように、燃料チャネル１３２は、燃料マニホールド１３６をさらに具備していてもよい。燃料マニホールド１３６は、複数の小さな燃料通路に対する供給源として構成されていてもよい。特定の好適な実施形態によれば、燃料マニホールド１３６は、燃料マニホールド１３６から延びた複数の接続チャネル１３７に供給するようにしてもよい。図示のように、接続チャネル１３７はそれぞれ、燃料マニホールド１３６を横断ノズル１１９の出口ポート１３５に接続していてもよい。別の実施形態によれば、燃料マニホールド１３６は、触媒を含んでいてもよい。
【００３７】
静翼１７は、横断ノズル１１９のうちの複数を含んでいてもよい。横断ノズル１１９は、好適な性能基準に従って、エーロフォイル１２０上で離隔可能であるのが望ましい。図示のように、横断ノズル１１９は、エーロフォイル１２０の半径方向高さ（すなわち、内部側壁１２２と外部側壁１２１との間の距離）にわたるカラムとして規則的に離隔していてもよい。図１１〜図１５に示すように、横断ノズル１１９は、エーロフォイル１２０の前縁１２８と後縁１２９との間でさらに離隔していてもよい。
【００３８】
本発明の別の実施形態によれば、図９は、同じく空気チャネル１４２を介して給気を受容する横断ノズル１１９を有する静翼１７を示した側面断面図である。当然のことながら、図１０は、透視線１０−１０に沿った図９の静翼の断面図である。図示のように、本例の静翼１７は、上記原理に準じて構成可能な燃料チャネル１３２および横断ノズル１１９を具備していてもよい。静翼１７は、複数の空気チャネル１４２をさらに具備していてもよい。当然のことながら、このような空気チャネル１４２は、静翼１７のエーロフォイル１２０を通して圧縮空気を循環させることにより、動作中にこれを対流冷却するのに用いられるようになっていてもよい。このような場合、圧縮空気の給気は、圧縮器１１から抽気され、燃料供給チャネル１３３と同様に静翼１７の外部側壁１２１を通して形成可能な給気チャネル１４３を介して空気チャネル１４２に配向されるようになっていてもよい。当然のことながら、給気チャネル１４３は、圧縮器排出空洞４４と直接または間接的に流体連通していてもよい。
【００３９】
空気チャネル１４２の下流部には、エーロフォイル１２０の内部を循環した後の空気が作動流体流路３７に解放される１つまたは複数の表面出口ポート１４４を含んでいてもよい。当然のことながら、表面出口ポート１４４は、エーロフォイル１２０の外側面の対象領域にわたる解放空気によるフィルム冷却を促進するように構成および位置決めされていてもよい。このような出口ポート１４４は、エーロフォイルの任意の表面上に位置付けられていてもよい。また、図示のように、空気チャネル１４２の下流部には、給気を横断ノズル１１９に供給する接続チャネル１４７を含んでいてもよい。このため、本発明の空気チャネル１４２は、給気チャネル１４３が空気チャネル１４２を供給源に流体接続する上流部と、空気解放用の表面出口ポート１４４および／または噴射用空気を横断ノズル１１９に搬送する接続チャネル１４７を含み得る下流部とを具備していてもよい。好適な実施形態によれば、このような接続チャネル１４７は、空気チャネル１４２のより大きな部分から分岐している。そして、接続チャネル１４７は、横断ノズル１１９内の側方形成ポートに向かって延び、これらに連なっている。所望の性能に準じて、このような出口ポートは、横断ノズル１１９の入口１３０と出口１３１との間で離隔していてもよいし、所望の性能基準に従ってグループ化されていてもよい。
【００４０】
図示のように、例示的な実施形態によれば、空気チャネル１４２は、屈曲経路を有することにより、エーロフォイル１２０の特定領域を能動的に冷却するようにしてもよい。具体的に、空気チャネル１４２は、図示のように、冷却範囲を増強するように構成された蛇行または「スイッチバック」プロファイルを有する少なくとも１つの部位を含んでいてもよい。さらに、図示のように、空気チャネル１４２は、複数の分離した回路を含んでいてもよく、たとえば、エーロフォイル１２０の前縁１２８近くに位置決めされた空気チャネル１４２およびエーロフォイル１２０の後縁１２９近くに位置決めされた別の空気チャネル１４２を含んでいてもよい。したがって、図示の例示的な実施形態によれば、空気チャネル１４２は、中心に位置付けられた燃料チャネル１３２の側面に位置していてもよい。これらの空気チャネル１４２は、エーロフォイル１２０の前縁１２８および後縁１２９の近くに位置付けられた複数の表面出口ポート１４４を具備していてもよい。図示のように、エーロフォイル１２０の前縁１２８近くに位置決めされた空気チャネル１４２は、空気を横断ノズル１１９に供給する複数の接続チャネル１４７を具備していてもよい。
【００４１】
ここで、図１１〜図１５には、横断ノズル１１９の代替構成を示した複数の断面図を与えている。当然のことながら、これらの図面は、本発明の横断ノズル１１９の態様の代替構成を示すために簡素化している。特別の定めのない限り、これらの代替構成は、関連技術の当業者であれば理解し得る空気チャネルおよび燃料チャネル構成に関するもの等、本明細書に記載のシステムのその他の特徴および態様のいずれかと併せて用いられるようになっていてもよい。
【００４２】
上述の通り、静翼１７は、エーロフォイル１２０を横切って延びた横断ノズル１１９のうちの複数を含んでいてもよい。図７および図９に示すように、横断ノズル１１９は、作動流体流路３７の内部境界と外部境界の間でエーロフォイル１２０に沿って半径方向に離隔していてもよい。図１１〜図１５に示すように、横断ノズル１１９は、エーロフォイル１２０の前縁１２８と後縁１２９との間で離隔していてもよい。図示のように、この離隔には、横断ノズル１１９間の規則的な間隔および不規則な間隔を含んでいてもよい。図１２〜図１５に示すように、特定の実施形態によれば、横断ノズル１１９は、エーロフォイル１２０の前縁１２８に向かってグループ化されていてもよい。
【００４３】
さらに、図示のように、横断ノズル１１９の入口１３０および出口１３１の構成は、異なるものであってもよい。図１１に示すように、横断ノズル１１９の入口１３０は、エーロフォイル１２０の圧力側面１２６に対して同一平面となるように、エーロフォイル１２０の圧力側面１２６を通して形成されていてもよい。出口１３１についても同様に構成されていてもよい。すなわち、出口１３１は、エーロフォイル１２０の圧力側面１２６に対して同一平面となるように、圧力側面１２６を通して形成されていてもよい。
【００４４】
別の実施形態によれば、図１２に示すように、横断ノズル１１９の入口１３０は、エーロフォイル１２０の圧力側面１２６から延びた突出チューブを具備していてもよい。一方、出口１３１は、エーロフォイル１２０の吸引側面１２７に対して同一平面である。このような場合、入口１３０の突出チューブは、エーロフォイル１２０の圧力側面１２６からオフセットした開口を規定する中実側方壁を具備していてもよい。別の実施形態によれば、図１３に示すように、横断ノズル１１９の出口１３１は、この場合はエーロフォイル１２０の吸引側面１２７から延びた突出チューブを具備していてもよい。図示のように、入口１３０は、エーロフォイル１２０の圧力側面１２６に対して同一平面に構成されていてもよい。出口１３１の突出チューブは、エーロフォイル１２０の吸引側面１２７からオフセットした開口を規定する中実側方壁を具備していてもよい。他の場合では、図１４に示すように、横断ノズル１１９の入口１３０および出口１３１の両者が突出チューブ構成を含んでいてもよい。突出チューブはそれぞれ、エーロフォイル１２０の表面からオフセットした開口を規定する中実側方壁を具備していてもよい。
【００４５】
図１５に示すように、入口１３０および出口１３１の突出チューブの周りには、空力性能の向上のため、拡張壁１５１が形成されていてもよい。提供する例において、燃料噴射器は、突出チューブ構成の出口１３１を有する複数の横断ノズル１１９を具備していてもよい。図示のように、別の実施形態によれば、拡張壁１５１は、横断ノズル１１９の出口１３１の突出チューブの周りに構成されていてもよい。このような場合、拡張壁１５１は、吸引側面１２７の表面と吸引側面１２７からオフセットした突出チューブの開口との間で滑らかに遷移するように構成されていてもよい。当然のことながら、拡張壁１５１は、突出チューブを有する領域において、エーロフォイル１２０の空力性能を向上可能である。
【００４６】
本明細書においては、再加熱または段階的燃焼のために燃料および空気を噴射する効率的な方法としてタービン静翼を利用するシステムを記載している。当然のことながら、これについての過去の試みでは、噴射燃料／空気が十分に混ざらず、ＮＯｘおよびＣＯの排出レベルが高くなるとともに、タービン内の温度分布が不均一となって、構成要素が故障していた。本願のシステムおよび構成要素によれば、静翼全体での圧力低下の効率的な利用により、静翼のエーロフォイルを通して形成された複数の横断ノズルを通るように作動流体を移動させている。横断ノズル内に設けられた燃料および空気出口ポートは、混合物が作動流体流路に噴射されて点火される前の高度な予混合が可能となるように構成されていてもよい。また、本システムによれば、横断ノズルに供給される燃料を冷媒として使用することができる。当然のことながら、このように十分に混合された燃料および空気の段階的噴射の使用により、ピーク燃焼温度を抑えて、ＮＯｘ排出レベルを低くすることができる。また、エーロフォイルの吸引側面を通した横断ノズルによる噴射によって、燃焼生成物が冷却面から遠ざけられ、ＣＯ燃焼が可能となる。また、任意選択として、横断ノズルに直接または他の下流手段により、冷却空気が横断ノズルに供給されるようになっていてもよく、噴射燃料の燃焼特性が改善される。燃焼特性は、燃料マニホールド等、システムの燃料チャネル内に設置された触媒によりさらに改善されるようになっていてもよく、これにより、点火の促進および／または燃料の部分的改質によって、燃焼に必要な滞在時間が短くなる。このように、当然のことながら、効率的な再加熱または段階的噴射は、静翼のエーロフォイル内の横断ノズルの統合により実現されていてもよい。
【００４７】
当業者には当然のことながら、複数の例示的な実施形態に関して上述した多くのさまざまな特徴および構成をさらに選択的に適用することによって、本発明のその他の考え得る実施形態を構成可能である。簡素化とともに当業者の能力を考慮して、考え得る繰り返しについては、一切提供も詳述もしないが、以下の複数の請求項に、またはその他の様式で含まれるすべての組み合わせおよび考え得る実施形態は、本願の一部をなすものである。また、本発明の複数の例示的な実施形態に関する上記説明から、当業者であれば、改善、変更、および改良が認識されよう。また、このような当業範囲内での改善、変更、および改良は、添付の特許請求の範囲に含まれるものである。さらに、以上は、本願の上記実施形態のみに関しており、本明細書においては、以下の特許請求の範囲およびその均等物により規定された本願の趣旨および範囲から逸脱することなく、多くの変更および改良が可能であることが明らかなものとする。
【符号の説明】
【００４８】
１０  ガスタービン
１１  圧縮器
１２  タービン
１３  燃焼器
１４  圧縮器動翼列（動翼）
１５  圧縮器静翼列（静翼）
１６  タービン動翼
１７  タービン静翼
１８  中心軸
１９  ヘッドエンド
２０  後方フレーム
２１  前方噴射器
２２  燃料経路
２３  ノズル
２４  内側半径方向壁
２５  外側半径方向壁
２６  流れ環
２７  エンドカバー
２８  前方チャンバ
２９  後方チャンバ、燃焼帯
３０  キャップアセンブリ
３１  燃焼器ケーシング
３２  ライナ
３３  ライナスリーブ
３４  遷移要素
３５  遷移スリーブ
３７  作動流体流路
４１  インピンジメントポート
４３  圧縮器排出ケーシング
４４  圧縮器排出空洞
４５  キャップ入口
５０  段階的噴射システム
５１  段階的噴射器
５２  燃料通路
５３  ノズル
５７  中心軸
５８  噴射基準面
６７  前方基準面
６８  中間基準面
６９  後方基準面
７０  上流燃焼帯
７１  下流燃焼帯
７２  タービン燃焼帯
７５  バルブ
１１９  横断ノズル
１２０  エーロフォイル
１２１  外部側壁
１２２  内部側壁
１２６  圧力側面
１２７  吸引側面
１２８  前縁
１２９  後縁
１３０  入口
１３１  出口
１３２  燃料チャネル
１３３  燃料供給チャネル
１３４  燃料源
１３５  出口ポート
１３６  燃料マニホールド
１３７  接続チャネル
１４２  空気チャネル
１４３  給気チャネル
１４４  表面出口ポート
１４７  接続チャネル
１５１  拡張壁
【図１】
2017116250.tif 000003
【図２】
2017116250.tif 000004
【図３】
2017116250.tif 000005
【図４】
2017116250.tif 000006
【図５】
2017116250.tif 000007
【図６】
2017116250.tif 000008
【図７】
2017116250.tif 000009
【図８】
2017116250.tif 000010
【図９】
2017116250.tif 000011
【図１０】
2017116250.tif 000012
【図１１】
2017116250.tif 000013
【図１２】
2017116250.tif 000014
【図１３】
2017116250.tif 000015
【図１４】
2017116250.tif 000016
【図１５】
2017116250.tif 000017
【外国語明細書】
2017116250000001.pdf