(57)【要約】      （修正有）【課題】パイロット予混合ノズルおよび燃料ノズル組立体を提供すること。【解決手段】予混合パイロットノズル１１４はノズル本体１２４を含む。ノズル本体１２４は前方壁１２６と、後方壁１２８と、前方壁１２６および後方壁１２８の間に延びる外側バンド１３０と、後方壁１２８から軸方向下流に延びる先端部１３２とを含む。ノズル本体１２４はさらにノズル本体１２４内に同軸に延びる燃料入口プレナム１３８と、ノズル本体１２４内に燃料入口プレナム１３８から径方向外側に画成されかつ燃料入口プレナム１３８と流体連通する燃料分布プレナム１４２と、燃料分布プレナム１４２内の燃料入口プレナム１３８の周りにらせん状に延びる複数の予混合流路１５０と、複数の予混合流路１５０の周りに環状に配置された複数の空気流路１５８とを画成する。【選択図】図５
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ノズル本体（１２４）であって、後方壁（１２８）から軸方向に離間する前方壁（１２６）と、前記前方壁（１２６）および前記後方壁（１２８）の間に延びる外側バンド（１３０）と、前記後方壁（１２８）から軸方向下流に延びて下流壁（１３４）で終わる先端部（１３２）と、前記ノズル本体（１２４）内に同軸に延びて前記下流壁（１３４）の内面（１４０）によって部分的に画成される燃料入口プレナム（１３８）と、前記ノズル本体（１２４）内に前記燃料入口プレナム（１３８）から径方向外側に画成されかつ前記燃料入口プレナム（１３８）と流体連通する燃料分布プレナム（１４２）と、前記燃料分布プレナム（１４２）内の前記燃料入口プレナム（１３８）の周りにらせん状に延びる複数の予混合流路（１５０）とを有するノズル本体（１２４）と、
前記複数の予混合流路（１５０）の周りに環状に配置された複数の空気流路（１５８）であって、前記複数の予混合流路（１５０）の１つまたは複数の予混合流路（１５０）は前記燃料分布プレナム（１４２）と流体連通する、複数の空気流路（１５８）と
を備える予混合パイロットノズル（１１４）。
【請求項２】
前記複数の空気流路（１５８）の各空気流路（１５８）は前記前方壁（１２６）に沿って画成される各入口（１６０）と、前記ノズル本体（１２４）の前記後方壁（１２８）に沿って画成される各出口（１６２）とを備える、請求項１記載の予混合パイロットノズル（１１４）。
【請求項３】
前記複数の予混合流路（１５０）の各予混合流路（１５０）は前記前方壁（１２６）に沿って画成される各入口（１６０）と、前記ノズル本体（１２４）の前記先端部（１３２）の前記下流壁（１３４）に沿って画成される各出口（１６２）とを備える、請求項１記載の予混合パイロットノズル（１１４）。
【請求項４】
前記予混合流路（１５０）の前記各出口（１６２）から径方向内側に画成される前記下流壁（１３４）の一部は前記前方壁（１２６）に向かって前記ノズル本体（１２４）の軸方向の中心線に沿って内側に窪む、請求項３記載の予混合パイロットノズル（１１４）。
【請求項５】
前記ノズル本体（１２４）は前記燃料入口プレナム（１３８）内で前記下流壁（１３４）の前記内面（１４０）から外側に突出する複数のピン（１４６）を含む、請求項１記載の予混合パイロットノズル（１１４）。
【請求項６】
前記ノズル本体（１２４）の前記先端部（１３２）の径方向外面（１６４）は、前記ノズル本体（１２４）の前記後方壁（１２８）および前記下流壁（１３４）の間に延びる複数の溝（１６６）を含む、請求項１記載の予混合パイロットノズル（１１４）。
【請求項７】
前記ノズル本体（１２４）の前記先端部（１３２）の径方向外面（１６４）は、前記ノズル本体（１２４）の前記後方壁（１２８）および前記下流壁（１３４）の間において、前記外面（１６４）に沿ってらせん状に延びる複数の溝（１６６）を含む、請求項１記載の予混合パイロットノズル（１１４）。
【請求項８】
前記ノズル本体（１２４）の前記先端部（１３２）は円筒形である、請求項１記載の予混合パイロットノズル（１１４）。
【請求項９】
各予混合流路（１５０）は前記燃料分布プレナム（１４２）と流体連通する各燃料ポート（１５６）を含む、請求項１記載の予混合パイロットノズル（１１４）。
【請求項１０】
下流端（１０６）から軸方向に離間した上流端（１０４）を有する外管（１０２）と、
前記外管内（１０２）で軸方向に延びる内管（１０８）であって、前記内管（１０８）は前記外管（１０２）との間で環状空気流路（１１０）を画成するように前記外管（１０２）から径方向に離間している、内管（１０８）と、
前記外管（１０２）の前記下流端（１０６）に結合される予混合パイロットノズル（１１４）であって、
ノズル本体（１２４）であって、後方壁（１２８）から軸方向に離間する前方壁（１２６）と、前記外管（１０２）の前記下流端（１０６）に結合される外側バンド（１３０）であって、前記前方壁（１２６）および前記後方壁（１２８）の間に軸方向に延びる外側バンド（１３０）と、前記後方壁（１２８）から軸方向下流に延びて下流壁（１３４）を含む先端部（１３２）と、前記ノズル本体（１２４）内に同軸に延びて前記下流壁（１３４）の内面（１４０）によって部分的に画成される燃料入口プレナム（１３８）を画成する燃料管であって、前記燃料入口プレナム（１３８）が前記内管（１０８）と流体連通する燃料管と、前記ノズル本体（１２４）内に前記燃料入口プレナム（１３８）から径方向外側に画成されかつ前記燃料入口プレナム（１３８）と流体連通する燃料分布プレナム（１４２）と、前記燃料分布プレナム（１４２）内の前記燃料入口プレナム（１３８）の周りにらせん状に延びる複数の予混合流路（１５０）とを有するノズル本体（１２４）と、
前記複数の予混合流路（１５０）の周りに環状に配置された複数の空気流路（１５８）であって、前記複数の予混合流路（１５０）の各予混合流路（１５０）は前記燃料分布プレナム（１４２）と流体連通する複数の空気流路（１５８）と
を備える予混合パイロットノズル（１１４）と
を備える燃料ノズル（１００）。
【請求項１１】
前記複数の空気流路（１５８）の各空気流路（１５８）は前記前方壁（１２６）に沿って画成される各入口（１６０）と、前記ノズル本体（１２４）の前記後方壁（１２８）に沿って画成される各出口（１６２）とを備える、請求項１０記載の燃料ノズル（１００）。
【請求項１２】
前記複数の予混合流路（１５０）の各予混合流路（１５０）は前記前方壁（１２６）に沿って画成される各入口（１６０）と、前記ノズル本体（１２４）の前記先端部（１３２）の前記下流壁（１３４）に沿って画成される各出口（１６２）とを備える、請求項１０記載の燃料ノズル（１００）。
【請求項１３】
前記予混合流路（１５０）の前記各出口（１６２）から径方向内側に画成される前記下流壁（１３４）の一部は前記前方壁（１２６）に向かって前記ノズル本体（１２４）の軸方向の中心線に沿って内側に窪む、請求項１２記載の燃料ノズル（１００）。
【請求項１４】
前記ノズル本体（１２４）は前記燃料入口プレナム（１３８）内で前記下流壁（１３４）の前記内面（１４０）から外側に突出する複数のピン（１４６）を含む、請求項１０記載の燃料ノズル（１００）。
【請求項１５】
前記ノズル本体（１２４）の前記先端部（１３２）の径方向外面（１６４）は、前記ノズル本体（１２４）の前記後方壁（１２８）および前記下流壁（１３４）の間において、前記外面（１６４）に沿ってらせん状に延びる複数の溝（１６６）を含む、請求項１０記載の燃料ノズル（１００）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は一般に、ガスタービン燃焼器用の燃料ノズル組立体に関する。より具体的には、本発明は燃料ノズル組立体用のパイロット予混合ノズルに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンの排出要件が厳格化しているが、そのような要件を満たす１つの手法として、例えばＮＯｘやＣＯなどの排出を削減するために、拡散火炎燃焼器から、完全予混合作動モードを用いた希薄燃料混合気を利用する燃焼器へ移行することが挙げられる。これらの燃焼器は当該分野においては一般に、乾式低ＮＯｘ（ＤＬＮ）、乾式低排出（ＤＬＥ）、または希薄予混合（ＬＰＭ）燃焼システムとして知られている。
【０００３】
特定のＤＬＮ型の燃焼器は、２次または中央の燃料ノズルの周りに環状に配置される複数の１次燃料ノズルを含む。燃料ノズルは環状燃焼ライナによって周囲を囲まれている。燃焼ライナは燃焼器の上流燃焼室および下流燃焼室を画成する。上流燃焼室および下流燃焼室は燃焼ライナのスロート部によって分離されてよい。
【０００４】
燃焼器の作動中、１次燃料ノズルは上流燃焼室に燃料を供給してよい。作動モードによって、１次燃料ノズルからの燃料は上流燃焼室において燃焼してよく、もしくは下流燃焼室において点火するために上流燃焼室内で圧縮空気と予混合されてよい。２次燃料ノズルは、燃焼器において、予混合モード作動用の下流燃焼室への燃料混合気の供給、１次ノズルの作動を維持するパイロット火炎用の燃料および空気の供給、作動モード間の変更中に使用するための移行燃料の供給などのいくつかの機能を果たす。
【０００５】
特定の燃焼器において、２次燃料ノズルは、２次燃料ノズルの下流端に配置された拡散パイロットノズルを含んでよい。拡散パイロットノズルは燃料および空気を第２燃焼室に流し、２次火炎を定着させるために採用される。しかしながら様々な排出要件に準拠するために、パイロット燃料回路への燃料の流量を低減してよい。結果的に、パイロット燃料回路への燃料の流量低減は、燃焼力学および／または希薄火炎消失限界に影響を与え得る。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許第９２９７５３５号公報
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明の態様および利点は、以下の説明に記載されているか、説明から明らかとなり得るか、または本発明の実施を通して知られ得る。
【０００８】
本発明の１つの実施形態はパイロット予混合ノズルである。パイロット予混合ノズルはノズル本体を含む。ノズル本体は後方壁から軸方向に離間した前方壁と、前方壁および後方壁の間に延在する外側バンドと、後方壁から軸方向下流に延び、下流壁で終わる先端部とを含む。ノズル本体はさらに、ノズル本体内に同軸に延びて下流壁の内面によって部分的に画成される燃料入口プレナムと、ノズル本体内に燃料入口プレナムから径方向外側に画成されかつ燃料入口プレナムと流体連通する燃料分布プレナムと、燃料分布プレナム内の燃料入口プレナムの周りにらせん状に延びる複数の予混合流路とを含む。予混合パイロットノズルはさらに、複数の予混合流路の周りに環状に配置された複数の空気流路を含む。複数の予混合流路のうちの１つまたは複数の予混合流路は燃料分布プレナムと流体連通している。
【０００９】
本開示の別の実施形態は、燃料ノズル組立体である。燃料ノズル組立体は下流端から軸方向に離間した上流端を有する外管を含む。内管は外管内で軸方向に延び、外管との間で環状空気流路を画成するように外管から径方向に離間している。燃料ノズル組立体はさらに、外管の下流端に結合された予混合パイロットノズルを含む。予混合パイロットノズルはノズル本体を備える。ノズル本体は、ノズル本体の軸方向の中心線に対して後方壁から軸方向に離間する前方壁と、外管の下流端に結合されかつ前方壁および後方壁の間で軸方向に延びる外側バンドとを含む。ノズル本体はさらに、後方壁から軸方向下流に延びる先端部を含む。先端部は下流壁を含む。ノズル本体はさらに、ノズル本体内で同軸に延びかつ下流壁の内面によって部分的に画成される燃料入口プレナムを画成する燃料管を含む。燃料入口プレナムは内管と流体連通している。ノズル本体はまた、ノズル本体内に燃料入口プレナムから径方向外側に画成されかつ燃料入口プレナムと流体連通する燃料分布プレナムと、燃料分布プレナム内の燃料入口プレナムの周りにらせん状に延びる複数の予混合流路とを画成する。予混合パイロットノズルはさらに、複数の予混合流路の周りに環状に配置された複数の空気流路を含む。複数の予混合流路の各予混合流路は燃料分布プレナムと流体連通している。
【００１０】
当業者は本明細書の審査に際し、そのような実施形態およびその他の実施形態の特徴および態様をよりよく理解するであろう。
【００１１】
本発明は、当業者に対しての最良の形態を含んで完全かつ実施可能に開示され、明細書の残りの部分において、添付図面を参照するなど、より具体的に記載される。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】ガスタービンの実施形態の概略図である。
【図２】当該分野において公知であり、本開示の１つまたは複数の実施形態を組み入れ得る、典型的な燃焼器の簡易断面図である。
【図３】本開示の少なくとも１つの実施形態による、図２に示す燃焼器に使用され得るような典型的な燃料ノズルまたは燃料ノズル組立体の断側面図である。
【図４】本開示の少なくとも１つの実施形態による、図３に示す燃料ノズル組立体の予混合パイロットノズルの斜視図である。
【図５】本開示の少なくとも１つの実施形態による、図４に示す予混合パイロットノズルの斜視断面図である。
【図６】本開示の少なくとも１つの実施形態による、図４に示す切断線Ａ−Ａで切った予混合パイロットノズルの先端部の一部の断面斜視図である。
【図７】本開示の少なくとも１つの実施形態による、図４に示す切断線Ｂ−Ｂで切った予混合パイロットノズルの一部の断面斜視図である。
【図８】本開示の少なくとも１つの実施形態による、図４に示す切断線Ｃ−Ｃで切った予混合パイロットノズルの一部の断面斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
ここで、本開示の実施形態を詳細に参照し、その１つまたは複数の例を添付図面に示す。詳細な説明においては、数字および文字の符号を使用して図面の特徴を参照する。図面および明細書の類似または同様の符号を使用して本開示の類似または同様の部分を参照している。
【００１４】
本明細書で使用するように、用語「第１」、「第２」、および「第３」は１つの構成要素を別の構成要素から区別するために互換的に使用されてよく、個々の構成要素の位置または重要性を示すことを意図したものではない。用語「上流」および「下流」は流体通路内の流体の流れに対する相対方向を指す。例えば、「上流」は流体が流れてくる方向を指し、「下流」は流体が流れていく方向を指す。用語「径方向」は特定の構成要素の軸方向の中心線に実質的に垂直である相対方向を指し、用語「軸方向」は特定の構成要素の軸方向の中心線に実質的に平行であり、かつ／または同軸上に配置される相対方向を指す。
【００１５】
本明細書で使用する用語は特定の実施形態の説明のみを目的とし、限定を意図したものではない。本明細書で使用するように、文脈上特段の指示が明確にない限り、単数形「ａ」、「ａｎ」、および「ｔｈｅ」は複数形も含むものとする。さらに、用語「備える」および／または「備えている」は、本明細書内で使用した場合、言及した特徴、整数、ステップ、作用、要素、および／または構成要素の存在を明示するが、１つまたは複数のその他の特徴、整数、ステップ、作用、要素、構成要素、および／またはその群の存在または追加を排除しない。
【００１６】
各例は説明として提供したものであり、限定を意図したものではない。実際、本発明の範囲または思想から逸脱することなく、修正および変形が可能なことは当業者にとっては明らかであろう。例えば、１つの実施形態の一部として図示または記述された特徴を別の実施形態に使用してさらに別の実施形態をもたらしてもよい。したがって、本開示は添付の特許請求の範囲およびその均等物となるような修正および変形を包含することが意図されている。本開示の典型的な実施形態は、例示する目的のために、陸上発電ガスタービン用の燃料ノズル組立体に関連して概して記述されるが、当業者は、本開示の実施形態はターボ機関用の任意の様式または種類の燃焼器に適用してもよく、特許請求の範囲に特に記載されない限り陸上発電ガスタービン用の燃焼器または燃焼システムに限定されないことを容易に理解するであろう。
【００１７】
図面を参照すると、図１はガスタービン１０の実施形態の概略図を示す。ガスタービン１０は、圧縮機部１２と、燃焼部１４と、タービン部１６とを含む。圧縮機部１２およびタービン部１６はシャフト１８によって結合されてよい。シャフト１８は単一シャフトまたは結合してシャフト１８を形成する複数のシャフト片であってよい。作動中は、圧縮機部１２は圧縮空気を燃焼部１４に供給する。圧縮空気は燃料と混合され、燃焼部１４内で燃焼して燃焼部１４からタービン部１６へと流れる高温の燃焼ガスを生成し、エネルギーが高温ガスから抽出されて仕事を発生する。
【００１８】
燃焼部１４はガスタービン１０の中心軸の周りの環状アレイに配置された複数の燃焼器２０（図２にその１つを図示）を含んでよい。図２は当該分野において公知の典型的な燃焼器２０の簡易断面図であり、本開示の１つまたは複数の実施形態を組み入れ得る。図２に示すように、ケーシング２２は圧縮機部１２から流れる圧縮空気２４を含む燃焼器２０を囲む（図１）。複数の燃料ノズルは端部カバー２６を横切って配置される。例えば、特定の実施形態において、複数の１次燃料ノズル２８は周囲が２次燃料ノズル３０から径方向外側に離間している。ライナ３２は燃料ノズル２８、３０から下流に延び、ライナ３２のスロートすなわち収束／発散部３８によって離間されている上流すなわち前方燃焼室３４と下流すなわち後方燃焼室３６とを画成する。
【００１９】
燃焼器２０の作動中、１次燃料ノズル２８は上流燃焼室３４に燃料を供給してよい。燃焼器２０の作動モードによって、１次燃料ノズル２８からの燃料は上流燃焼室３４において燃焼してよく、もしくは下流燃焼室３６において点火するために上流燃焼室３４内で圧縮空気２４と予混合されてよい。２次燃料ノズル３０は燃焼器２０において、予混合モード作動用の下流燃焼室３６への燃料混合気の供給、１次ノズルの作動を維持するパイロット火炎用の燃料混合気の供給、作動モード間の変更中に使用するための移行燃料の供給などのいくつかの機能を果たす。
【００２０】
図３は本開示の少なくとも１つの実施形態による、図２に示す２次燃料ノズル３０に使用され得るような典型的な燃料ノズルまたは燃料ノズル組立体１００の断側面図である。燃料ノズル１００は端部カバー２６に接続されてよく、または端部カバー２６を通って開けられた穴であってよい。１つの実施形態において、図３に示すように、燃料ノズル１００は下流端１０６から燃料ノズル１００の軸方向の中心線に対して軸方向に離間した上流端１０４を有する外管１０２を含む。内管１０８は外管１０２内で軸方向に延び、外管１０２と同軸に配置されてよい。内管１０８は外管１０２との間で環状空気流路１１０を画成するように外管１０２から径方向に離間している。環状空気流路１１０は圧縮空気源または端部カバー２６内に画成される空気回路と流体連通している。内管１０８は外管１０２内にパイロット燃料流路１１２を画成する。内管１０８は外部燃料供給源（不図示）に流体連結されてよい。
【００２１】
特定の実施形態において、燃料ノズル１００は燃料ノズル１００の軸方向の中心線に対して外管１０２内で軸方向に延びる中間管１１６を含んでよい。中間管１１６は内管１０８の周囲の少なくとも一部を囲み、外管１０２内で２次燃料流路１１８を画成する。複数の燃料ペグ１２０は外管１０２の周りから周方向に離間してよい。各燃料ペグ１２０は燃料ノズル１００の軸方向の中心線に対して外管１０２から径方向外側に延びる。１つまたは複数の燃料ペグ１２０は２次燃料流路１１８と流体連通している１つまたは複数の燃料噴射オリフィス１２２を含んでよい。
【００２２】
少なくとも１つの実施形態において、予混合パイロットノズル１１４はノズル本体１２４を含む。図４は本開示の少なくとも１つの実施形態による、予混合パイロットノズル１１４の斜視図である。図５は図３に示すような予混合パイロットノズル１１４の斜視断面図である。図４および５に集合的に示すように、ノズル本体１２４は、ノズル本体１２４の軸方向の中心線に対して後方壁１２８から軸方向に離間する前方壁１２６と、前方壁１２６および後方壁１２８の間で軸方向に延びる外側バンド１３０とを含む。外側バンド１３０はノズル本体１２４の径方向外側の周囲を画成する。図３に示すように、外側バンド１３０は外管１０２の下流端１０６に結合または接続されてよい。
【００２３】
図４および５に集合的に示すように、ノズル本体１２４はさらに先端部１３２を含む。先端部１３２はノズル本体１２４の軸方向の中心線に対して後方壁１２８から軸方向下流に延び、下流壁１３４を含む。特定の実施形態において、ノズル本体１２４の先端部１３２は円筒形であってよいが、特許請求の範囲に特に記載されない限り特定の形状に限定されない。
【００２４】
図５に示すように、ノズル本体１２４はさらに、ノズル本体１２４の軸方向の中心線に対してノズル本体１２４内に同軸に延びる燃料管または内壁１３６を画成するか、もしくは含む。燃料管１３６はノズル本体１２４内に燃料入口プレナム１３８を画成する。燃料入口プレナム１３８はノズル本体内に同軸に延び、先端部１３２の下流壁１３４の内面すなわち内壁１４０によって部分的に画成される。図３に示すように、燃料入口プレナム１３８が内管１０８のパイロット燃料流路１１２と流体連通するように、燃料管１３６は内管１０８に接続される。
【００２５】
図５に示すように、ノズル本体１２４はさらに、ノズル本体１２４の内側または内部に画成される燃料分布プレナムすなわち空間１４２を含む。燃料分布プレナム１４２は燃料管１３６から、すなわち燃料入口プレナム１３８から径方向外側に画成され、燃料管１３６により燃料入口プレナム１３８から離間される。図６は図３に示す切断線Ａ−Ａで切った予混合パイロットノズル１１４の先端部１３２の一部の断面斜視図である。図７は図３に示す切断線Ｂ−Ｂで切った予混合パイロットノズル１１４の一部の断面斜視図である。図８は図３に示す切断線Ｃ−Ｃで切った予混合パイロットノズル１１４の一部の断面斜視図である。
【００２６】
図６に最も明確に示されているように、燃料入口プレナム１３８はノズル本体１２４の軸方向の中心線に対してノズル本体１２４の軸方向の中心線の周りから周方向に離間している複数のオリフィスすなわち開口部１４４を通じて燃料分布プレナム１４２と流体連通している。オリフィス１４４は下流壁１３４の内面１４０の近傍または内面１４０に隣接して画成される。１つまたは複数の実施形態において、図６に示すように、下流壁１３４の内面１４０は燃料入口プレナム１３８内で下流壁１３４の内面１４０から外側に突出する複数の伝熱機構１４６を含む。１つの実施形態において、伝熱機構１４６は複数のピンまたはピンフィンを備える。少なくともいくつかの伝熱機構１４６はオリフィス１４４の内部または近傍に配置されてよい。
【００２７】
図５に示すように、ノズル本体１２４は燃料管１３６からおよび／または燃料入口プレナム１３８から径方向外側に配置される複数の予混合管１４８を含む。各予混合管１４８はノズル本体１２４を通って各予混合流路１５０を画成する。図７および８に集合的に示すように、複数の予混合管１４８、すなわち各予混合流路１５０までが、ノズル本体１２４の軸方向の中心線に対して燃料分布プレナム１４２内の燃料管１３６および／または燃料入口プレナム１３８の周りにらせん状に延びる。
【００２８】
図４および５に集合的に示すように、各予混合管１４８、すなわち各予混合流路１５０は、前方壁１２６に沿って画成される各入口１５２（図５）と、先端部１３２の下流壁１３４に沿って画成される各出口１５４（図４）とを含む。図５に示すように、各入口１５２は前方壁１２６に沿って周方向に離間し、ノズル本体１２４の軸方向の中心線の周りに環状に配置される。図４に示すように、各出口１５４は下流壁１３４に沿って周方向に離間し、ノズル本体１２４の軸方向の中心線の周りに環状に配置される。図５に示すように、各予混合管１４８、すなわち各予混合流路１５０は、各予混合管１４８に沿って画成される１つまたは複数の燃料ポート１５６を通して燃料分布プレナム１４２と流体連通してよい。
【００２９】
図４および５に集合的に示すように、燃料ノズル組立体１００は、ノズル本体１２４の軸方向の中心線に対して、複数の予混合管１４８の周りに環状かつ予混合管１４８から径方向外側に配置され、ゆえに予混合流路１５０の周りに環状に配置される複数の空気流路１５８を含む。特定の実施形態において、複数の空気流路１５８はノズル本体１２４によって画成されてよく、かつ／または予混合パイロットノズル１１４の一部であってよい。複数の空気流路１５８の各空気流路１５８は前方壁１２６に沿って画成される各入口１６０と、ノズル本体１２４の後方壁１２８に沿って画成される各出口１６２とを備える。
【００３０】
特定の実施形態において、図４および５に示すように、予混合流路１５０の各出口１５４から径方向内側に画成される先端部１３２の下流壁１３４の一部は前方壁１２６に向かってノズル本体１２４の軸方向の中心線に沿って内側に窪むかまたは凹む。図４に示すような特定の実施形態において、ノズル本体１２４の先端部１３２の径方向外面１６４は、ノズル本体１２４の後方壁１２８および下流壁１３４の間において、ノズル本体１２４の軸方向の中心線の周りに外面１６４に沿ってらせん状に延びる複数の溝１６６を含む。
【００３１】
少なくとも１つの実施形態において、ノズル本体１２４は単一体として形成される。すなわち、前方壁１２６、後方壁１２８、外側バンド１３０、先端部１３２、燃料管１３６、予混合管１４８、および空気流路１５８が全て単一体として形成されてよい。例えば、特定の実施形態において、ノズル本体１２４は付加製造プロセスにより形成される。本明細書で使用する、付加製造または付加製造されたという用語は、役に立つ３次元物体をもたらす任意のプロセスを指し、物体の形状を１層ずつ順次形成するステップを含む。付加製造プロセスは３次元印刷（３ＤＰ）プロセス、レーザネットシェイプ製造、直接金属レーザ焼結（ＤＭＬＳ）、直接金属レーザ溶融（ＤＭＬＭ）、プラズマ移行アーク、自由形状製作などを含んでよい。
【００３２】
予混合パイロットノズル１１４の作動中に、内管１０８および外管１０２の間に画成される環状の空気流路１１０から複数の空気流路１５８を通り、各予混合流路１５０を通って空気が流れる。燃料は、パイロット燃料流路１１２を通り、内管１０８および燃料管１３６を通じて燃料入口プレナム１３８へと流れ込む。燃料は、下流壁１３４の内面１４０を横切り、複数のオリフィス１４４を通じて燃料分布プレナム１４２に流れ込む。比較的低温の燃料は下流壁１３４を冷却し、それにより予混合パイロットノズル１１４の機械的寿命を向上させる。特定の実施形態において、ピンなどの伝熱機構１４６は、下流壁１３４および燃料の間の熱伝導を向上させる。特定の実施形態において、下流壁１３４の凹部はまた、下流壁１３４の作動温度を低下させるように機能する。燃料はその後燃料分布プレナム１４２から各燃料ポート１５６を通じて各予混合流路１５０に流れ込む。燃料および空気は、下流燃焼室３６に噴射されて燃焼する前に各予混合流路１５０内で混合される。
【００３３】
本明細書で示し説明する予混合パイロットノズル１１４は、下流燃焼室３６中の火炎を高温であるが排出量を犠牲にして安定化させる公知の高温高排出の拡散型パイロットノズルに置き換わり得る。本明細書で示し説明する予混合パイロットノズル１１４は、スワール安定化予混合パイロットノズルを有する公知の拡散型予混合パイロットノズルに置き換わり得る。予混合パイロットノズル１１４は公知の拡散型パイロットノズルによって提供されるのと同じ火炎の安定性を有する、より望ましい排出レベルをもたらす一方で、力学および／または希薄火炎消失限界を改善し得る。
【００３４】
本明細書では、最良の態様を含む例を用いて本発明を開示し、また、任意の装置またはシステムの作製および使用、ならびに任意の組み入れられた方法の実施を含め、当業者が本発明を実施できるように本発明を開示している。本発明の特許性を有する範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が想到する他の例を含んでよい。このような他の例は、特許請求の範囲の文言と相違ない構成要素を含む場合、または特許請求の範囲の文言と実質的に相違ない等価の構成要素を含む場合、特許請求の範囲内であることを意図されている。
【符号の説明】
【００３５】
１０  ガスタービン
１２  圧縮機部
１４  燃焼部
１６  タービン部
１８  シャフト
２０  燃焼器
２２  ケーシング
２４  圧縮空気
２６  端部カバー
２８  １次燃料ノズル
３０  ２次燃料ノズル
３２  ライナ
３４  上流燃焼室
３６  下流燃焼室
３８  スロート
１００  燃料ノズル／燃料ノズル組立体
１０２  外管
１０４  上流端
１０６  下流端
１０８  内管
１１０  空気流路
１１２  パイロット燃料流路
１１４  予混合パイロットノズル
１１６  中間管
１１８  ２次燃料流路
１２０  燃料ペグ
１２２  燃料噴射オリフィス
１２４  ノズル本体
１２６  前方壁
１２８  後方壁
１３０  外側バンド
１３２  先端部
１３４  下流壁
１３６  燃料管
１３８  燃料入口プレナム
１４０  内面−下流壁
１４２  燃料分布プレナム
１４４  オリフィス
１４６  伝熱機構
１４８  予混合管
１５０  予混合流路
１５２  入口−予混合流路
１５４  出口−予混合流路
１５６  燃料ポート
１５８  空気流路
１６０  入口−空気流路
１６２  出口−空気流路
１６４  径方向外面
１６６  溝
【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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【図８】
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【外国語明細書】
2017227431000001.pdf