(57)【要約】      （修正有）【課題】予混合パイロットノズルおよび燃料ノズルアセンブリを提供する。【解決手段】予混合パイロットノズルは、後壁１３２から軸方向に間隔を置いて配置された前壁１３０を有するノズル本体および前壁１３０と後壁１３２との間で軸方向に延在する外側バンド１３４を含む。空気管１３８は、ノズル本体内に同軸に延在し、ノズル本体内に冷却空気プレナム１４２を画定する。燃料管１５４は、ノズル本体内に同軸に延在し、空気管１３８を円周方向に囲んで、その間に燃料入口１７２プレナムを画定する。燃料分配プレナム１６４は、ノズル本体内に画定され、燃料入口１７２プレナムと流体連通する。ノズル本体は、複数の予混合管１６８をさらに含む。【選択図】図５
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
後壁（１３２）から軸方向に間隔を置いて配置された前壁（１３０）および前記前壁（１３０）と前記後壁（１３２）との間に軸方向に延在する外側バンド（１３４）を備え、前記後壁（１３２）が外側表面（１５０）から軸方向に間隔を置いて配置された内側表面（１４０）を含むノズル本体（１２６）と、
前記ノズル本体（１２６）内に同軸に延在し、前記後壁（１３２）の前記内側表面（１４０）で終端する空気管（１３８）であって、前記ノズル本体（１２６）内に冷却空気プレナム（１４２）を画定する空気管（１３８）と、
前記ノズル本体（１２６）内で同軸に延在し、前記空気管（１３８）を円周方向に囲む燃料管（１５４）であって、前記空気管（１３８）との間に燃料入口プレナム（１５６）を画定する燃料管（１５４）と、
前記ノズル本体（１２６）内に画定され、前記燃料入口プレナム（１５６）と流体連通する燃料分配プレナム（１６４）と、
各予混合管（１６８）が前記ノズル本体（１２６）を通る各予混合通路（１７０）を画定し、かつ、前記前壁（１３０）に沿って画定された入口（１７２）および前記後壁（１３２）に沿って画定された出口（１７４）を含み、前記燃料分配プレナム（１６４）内で前記燃料管（１５４）の周囲に螺旋状に延在する複数の予混合管（１６８）であって、前記複数の予混合管（１６８）のうちの１つまたは複数の予混合管（１６８）が前記燃料分配プレナム（１６４）と流体連通する複数の予混合管（１６８）と
を備える、予混合パイロットノズル（１２４）。
【請求項２】
前記後壁（１３２）が、前記予混合管（１６８）の前記各出口（１７４）から半径方向内側に配置された複数の排出ポート（１４４）を画定し、前記排出ポート（１４４）のそれぞれが前記冷却空気プレナム（１４２）と流体連通する、請求項１に記載の予混合パイロットノズル（１２４）。
【請求項３】
前記予混合管（１６８）の前記各出口（１７４）から半径方向内側に画定された前記後壁（１３２）の一部分が、前記ノズル本体（１２６）の軸方向中心線に沿って前記前壁（１３０）に向かって内側にくぼんでいる、請求項１に記載の予混合パイロットノズル（１２４）。
【請求項４】
前記冷却空気プレナム（１４２）が、前記後壁（１３２）の前記内側表面（１４０）の一部分によって部分的に画定される、請求項１に記載の予混合パイロットノズル（１２４）。
【請求項５】
前記予混合管（１６８）の前記出口（１７４）の少なくとも１つが、前記後壁（１３２）の前記外側表面（１５０）から軸方向外側に延在するボス（１９０）によって部分的に囲まれる、請求項１に記載の予混合パイロットノズル（１２４）。
【請求項６】
前記ノズル本体（１２６）が、前記後壁（１３２）で終端する先端部分（１３６）を含み、前記先端部分（１３６）の半径方向外側表面（１８６）が、複数の溝（１８８）を画定する、請求項１に記載の予混合パイロットノズル（１２４）。
【請求項７】
前記複数の溝（１８８）が、前記先端部分（１３６）の前記外側表面（１８６）の周囲に螺旋状に延在する、請求項６に記載の予混合パイロットノズル（１２４）。
【請求項８】
上流側壁（１７８）と、下流側壁（１８０）と、前記上流側壁（１７８）および前記下流側壁（１８０）を円周方向に囲む外側スリーブ（１８２）とを有するノズルリング（１２８）をさらに備え、前記ノズル本体（１２６）が、前記ノズルリング（１２８）を通って同軸に延在する、請求項１に記載の予混合パイロットノズル（１２４）。
【請求項９】
前記ノズルリング（１２８）が、前記上流側壁（１７８）および前記下流側壁（１８０）を貫通する複数の貫通孔（１８４）を含み、前記複数の貫通孔（１８４）が、前記ノズル本体（１２６）の周りに環状に配置される、請求項８に記載の予混合パイロットノズル（１２４）。
【請求項１０】
前記ノズル本体（１２６）が単体から形成される、請求項１に記載の予混合パイロットノズル（１２４）。
【請求項１１】
外管（１０２）と、
前記外管（１０２）内に同軸に延在する内管（１０８）と、
前記外管（１０２）内に同軸に延在し、前記内管（１０８）を円周方向に囲む中間管（１１０）であって、前記外管（１０２）から半径方向に間隔を置いて配置された中間管（１１０）と、
ノズルリング（１２８）を介して前記外管（１０２）の下流側端部（１０６）に結合した予混合パイロットノズル（１２４）であって、
後壁（１３２）から軸方向に間隔を置いて配置された前壁（１３０）および前記前壁（１３０）と前記後壁（１３２）との間に軸方向に延在する外側バンド（１３４）を備え、前記後壁（１３２）が外側表面（１５０）から軸方向に間隔を置いて配置された内側表面（１４０）を含むノズル本体（１２６）と、
前記内管（１０８）に結合し、前記ノズル本体（１２６）内に同軸に延在する空気管（１３８）であって、前記後壁（１３２）の前記内側表面（１４０）で終端し、前記ノズル本体（１２６）内に冷却空気プレナム（１４２）を画定する空気管（１３８）と、
前記中間管（１１０）に結合し、前記ノズル本体（１２６）内に同軸に延在する燃料管（１５４）であって、前記空気管（１３８）の少なくとも一部分を円周方向に囲み、前記空気管（１３８）との間に燃料入口プレナム（１５６）を画定する燃料管（１５４）と、
前記ノズル本体（１２６）内に画定され、前記燃料入口プレナム（１５６）と流体連通する燃料分配プレナム（１６４）と、
各予混合管（１６８）が前記ノズル本体（１２６）を通る予混合通路（１７０）を画定し、かつ、前記前壁（１３０）に沿って画定された入口（１７２）および前記後壁（１３２）に沿って画定された出口（１７４）を含み、前記燃料分配プレナム（１６４）内で前記燃料管（１５４）の周囲に螺旋状に延在する複数の予混合管（１６８）であって、前記複数の予混合管（１６８）のうちの１つまたは複数の予混合管（１６８）が前記燃料分配プレナム（１６４）と流体連通する複数の予混合管（１６８）とを備える予混合パイロットノズル（１２４）と
を備える燃料ノズルアセンブリ（１００）。
【請求項１２】
前記後壁（１３２）が、前記予混合管（１６８）の前記各出口（１７４）から半径方向内側に位置する複数の排出ポート（１４４）を画定し、前記排出ポート（１４４）のそれぞれが前記冷却空気プレナム（１４２）と流体連通する、請求項１１に記載の燃料ノズルアセンブリ（１００）。
【請求項１３】
前記予混合管（１６８）の前記各出口（１７４）から半径方向内側に画定された前記後壁（１３２）の一部分が、前記前壁（１３０）に向かって前記ノズル本体（１２６）の軸方向中心線に沿って内側にくぼんでいる、請求項１１に記載の燃料ノズルアセンブリ（１００）。
【請求項１４】
前記冷却空気プレナム（１４２）が、前記後壁（１３２）の前記内側表面（１４０）の一部分によって部分的に画定される、請求項１１に記載の燃料ノズルアセンブリ（１００）。
【請求項１５】
前記予混合管（１６８）の出口（１７４）の少なくとも１つが、前記後壁（１３２）の前記外側表面（１５０）から軸方向外側に延在するボス（１９０）によって部分的に囲まれる、請求項１１に記載の燃料ノズルアセンブリ（１００）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、概してガスタービン燃焼器用の燃料ノズルアセンブリに関する。より具体的には、本発明は、燃料ノズルアセンブリ用の予混合パイロットノズルに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンの排出物に対する基準がますます厳しくなっており、このような基準を満たす１つのアプローチとして、拡散火炎燃焼器から、完全予混合動作モードを使用して希薄燃料および空気混合物を利用し、たとえばＮＯｘおよびＣＯなどの排出物を削減する燃焼器への移行がある。これらの燃焼器は、概して、乾式低ＮＯｘ（ＤＬＮ）燃焼システム、乾式低排出物（ＤＬＥ）燃焼システムまたは希薄予混合（ＬＰＭ）燃焼システムとして当該技術分野で知られている。
【０００３】
特定のＤＬＮ型燃焼器は、二次燃料ノズルまたは中央燃料ノズルの周りに環状に配置された複数の一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円周方向に囲まれる。燃焼ライナは、燃焼器の上流側燃焼室および下流側燃焼室を画定する。上流側燃焼室および下流側燃焼室は、燃焼ライナのスロート部によって分離されてもよい。
【０００４】
燃焼器の動作中、一次燃料ノズルは上流側燃焼室に燃料を供給することができる。動作モードに応じて、一次燃料ノズルからの燃料は、上流側燃焼室で燃焼されてもよいし、または下流側燃焼室での点火用に上流側燃焼室内で圧縮空気と予混合されてもよい。二次燃料ノズルは、予混合モード動作のために下流側燃焼室に燃料および空気混合物を供給することと、一次ノズルの動作をサポートするパイロットフレーム用の燃料および空気を供給することと、動作モード切替時に利用するための移送燃料を供給することとを含む、燃焼器におけるいくつかの機能を果たす。
【０００５】
特定の燃焼器において、二次燃料ノズルは、二次燃料ノズルの下流側端部に配置された拡散パイロットノズルを含むことができる。拡散パイロットノズルは、燃料および空気の流れを第２の燃焼室に提供し、第２の火炎を安定化するために使用される。しかし、さまざまな排出物の基準に準拠するために、パイロット燃料回路への燃料流量が削減される可能性がある。その結果、パイロット燃料回路への燃料流量減少は、燃焼ダイナミクスおよび／または希薄吹き消え限界に影響を及ぼす可能性がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許第９２９７５３５号明細書
【発明の概要】
【０００７】
本発明の態様および利点は、以下の説明に記述されるか、またはその説明から明らかにすることができ、あるいは本発明の実施を通じて理解することができる。
【０００８】
本発明の一実施形態は、予混合パイロットノズルである。予混合パイロットノズルは、ノズル本体を含む。ノズル本体は、後壁から軸方向に間隔を置いて配置された前壁と、前壁と後壁との間で軸方向に延在する外側バンドとを備える。後壁は、外側表面から軸方向に間隔を置いて配置された内側表面を含む。空気管は、ノズル本体内に同軸に延在し、後壁の内側表面で終端する。空気管は、ノズル本体内に冷却空気プレナムを少なくとも部分的に画定する。燃料管は、ノズル本体内に同軸に延在し、空気管を少なくとも部分的に円周方向に囲む。燃料管および空気管は、それらの間に燃料入口プレナムを画定する。燃料分配プレナムは、ノズル本体内に画定され、燃料入口プレナムと流体連通する。ノズル本体は、複数の予混合管をさらに含む。複数の予混合管の各予混合管は、ノズル本体を通る各予混合通路を画定し、前壁に沿って画定された入口と、ノズル本体の後壁に沿って画定された出口とを含む。各予混合管は、燃料分配プレナム内で燃料管の周囲に螺旋状に延在する。複数の予混合管のうちの１つまたは複数の予混合管は、燃料分配プレナムと流体連通する。
【０００９】
本開示の別の実施形態は、燃料ノズルアセンブリである。燃料ノズルアセンブリは、外管と、外管内に同軸に延在する内管と、外管内に同軸に延在し、内管を円周方向に囲み、かつ内管から半径方向に間隔を置いて配置された中間管と、ノズルリングを介して外管の下流側端部に結合された予混合パイロットノズルとを含む。予混合パイロットノズルは、ノズル本体を含む。ノズル本体は、後壁から軸方向に間隔を置いて配置された前壁および、前壁と後壁との間で軸方向に延在する外側バンドを含む。後壁は、外側表面から軸方向に間隔を置いて配置された内側表面を含む。空気管は、一端で内管に結合し、ノズル本体内に同軸に延在する。空気管は、後壁の内側表面で終端し、ノズル本体内の冷却空気プレナムを少なくとも部分的に画定する。燃料管は、一端で中間管に結合する。燃料管は、ノズル本体内に同軸に延在し、空気管の少なくとも一部分を円周方向に囲む。燃料管および空気管は、それらの間に燃料入口プレナムを画定する。燃料分配プレナムは、ノズル本体内に画定され、燃料入口プレナムと流体連通する。ノズル本体は、複数の予混合管をさらに含む。各予混合管は、ノズル本体を通る予混合通路を画定し、前壁に沿って画定された各入口と、後壁に沿って画定された各出口とを含む。各予混合管は、燃料分配プレナム内で燃料管の周囲に螺旋状に延在する。複数の予混合管のうちの１つまたは複数の予混合管は、燃料分配プレナムと流体連通する。
【００１０】
当業者であれば、本明細書の検討において、このような実施形態の特徴および態様などをよりよく理解するであろう。
【００１１】
当業者を対象とするその最良の形態を含む本発明の完全かつ可能な開示は、添付の図面の参照を含め、本明細書の残りの部分において、より詳細に説明される。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】ガスタービンの実施形態を示す概略図である。
【図２】当該技術分野で知られている、本開示の１つまたは複数の実施形態を組み込み可能な例示的燃焼器の単純化した断面図である。
【図３】本開示の少なくとも一実施形態による、図２に示す燃焼器で使用可能な例示的燃料ノズルまたは燃料ノズルアセンブリの断面側面図である。
【図４】本開示の少なくとも一実施形態による、図３に示す燃料ノズルアセンブリ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一実施形態による、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一実施形態による、図４に示す切断線Ａ−Ａに沿った予混合パイロットノズルの先端部分の一部分の断面斜視図である。
【図７】本開示の少なくとも一実施形態による、図４に示す切断線Ｂ−Ｂに沿った予混合パイロットノズルの一部分の断面斜視図である。
【図８】本開示の少なくとも一実施形態による、図４に示す燃料ノズルアセンブリの予混合パイロットノズルの斜視図である。
【図９】本開示の少なくとも一実施形態による、図４に示す予混合パイロットノズルの上流側の図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
次に、本開示の実施形態を提示するために詳細に参照し、その１つまたは複数の例を添付図面に示す。詳細な説明では、図面において特徴を示すために数字および文字の符号を使用する。図面および説明における類似のまたは同一の符号は、本開示の類似のまたは同一の部分を指すために使用されている。
【００１４】
本明細書で使用する場合、用語「第１の」、「第２の」、および「第３の」は、ある構成要素を別の構成要素から区別するために交換可能に使用することができ、個々の構成要素の位置または重要性を示すことを意図するものではない。用語「上流側」および「下流側」は、流体経路における流体の流れに対する相対的な方向を指す。たとえば、「上流側」は流体が流れてくる方向を指し、「下流側」は流体が流れていく方向を指す。用語「半径方向に」は、特定の構成要素の軸方向中心線に実質的に垂直な相対方向を指し、用語「軸方向に」は、特定の構成要素の軸方向中心線に実質的に平行および／または同軸に整列した相対方向を指す。
【００１５】
本明細書で使用する用語は、特定の実施形態のみを説明するためのものであり、限定するものではない。本明細書で使用する場合、単数形「ａ」、「ａｎ」および「ｔｈｅ」は、文脈が明らかに別解釈を示さない限り、複数形も含むことを意図する。本明細書で使用する場合、用語「含む（ｃｏｍｐｒｉｓｅｓ）」および／または「含んでいる（ｃｏｍｐｒｉｓｉｎｇ）」は、記載された特徴、整数、ステップ、動作、要素、および／または構成要素の存在を規定するが、１つまたは複数の他の特徴、整数、ステップ、動作、要素、構成要素、および／またはそれらの群の存在または追加を排除するものではない。
【００１６】
各例は、限定ではなく、説明のために提供される。実際、本発明の範囲または趣旨を逸脱することなく、修正および変形が可能であることは当業者には明らかであろう。たとえば、一実施形態の一部として図示または説明された特徴を別の実施形態で使用し、さらに別の実施形態を得ることができる。したがって、本開示は、添付の特許請求の範囲およびその等価物の範囲に入るような、そのような修正および変形に及ぶことを意図するものである。本開示の例示的実施形態は、説明のために概して陸上発電用ガスタービン燃焼器の燃料ノズルアセンブリとの関連で説明されるが、当業者であれば、本開示の実施形態がターボ機械用の任意のスタイルまたはタイプの燃焼器に適用可能であり、請求項に具体的に記載されていない限り、陸上発電用ガスタービンの燃焼器または燃焼システムに限定されないことは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、圧縮機セクション１２と、燃焼セクション１４と、タービンセクション１６とを含む。圧縮機セクション１２およびタービンセクション１６は、シャフト１８によって結合することができる。シャフト１８は、単一のシャフトまたはシャフト１８を形成するために互いに結合された複数のシャフトセグメントであってもよい。動作中、圧縮機セクション１２は、圧縮空気を燃焼セクション１４に供給する。圧縮空気は燃料と混合され、燃焼セクション１４内で燃焼されて燃焼セクション１４からタービンセクション１６に流れる高温の燃焼ガスを生成し、高温ガスから仕事を行うエネルギーが抽出される。
【００１８】
燃焼セクション１４は、ガスタービン１０の中心軸の周りに環状アレイ状に配置された複数の燃焼器２０（図２にその１つを示す）を含むことができる。図２は、当該技術分野で知られており、本開示の１つまたは複数の実施形態を組み込み可能な例示的燃焼器２０の単純化した断面を提供する。図２に示すように、ケーシング２２は、燃焼器２０を囲んで圧縮機セクション１２（図１）から流れる圧縮空気２４を収容する。複数の燃料ノズルは、エンドカバー２６を横切って配置される。たとえば、特定の実施形態において、複数の一次燃料ノズル２８は、二次燃料ノズル３０から半径方向外側に円周方向に間隔を置いて配置される。ライナ３２は、燃料ノズル２８，３０から下流側に延在し、ライナ３２のスロート部または収束／発散部分３８によって分離された上流側または前方燃焼室３４および下流側または後方燃焼室３６を画定する。
【００１９】
燃焼器２０の動作中、一次燃料ノズル２８は、上流側燃焼室３４に燃料を供給することができる。燃焼器２０の動作モードに応じて、一次燃料ノズル２８からの燃料は、上流側燃焼室３４で燃焼されてもよいし、または下流側燃焼室３６での点火のために上流側燃焼室３４内で圧縮空気２４と予混合されてもよい。二次燃料ノズル３０は、予混合モード動作のために下流側燃焼室３６に燃料および空気混合物を供給することと、一次ノズル動作をサポートするパイロットフレーム用の燃料および空気を供給することと、動作モード間の切替時に利用するための移送燃料を供給することとを含む、燃焼器２０におけるいくつかの機能を果たす。
【００２０】
図３は、本開示の少なくとも一実施形態による、二次燃料ノズル３０として図２に示すように燃焼器２０に組み込み可能な例示的燃料ノズルまたは燃料ノズルアセンブリ１００の断面側面図を提供する。燃料ノズル１００は、エンドカバー２６に連結されてもよいし、またはエンドカバー２６に画定された開口４０を介して後装されてもよい。
【００２１】
さまざまな実施形態において、図３に示すように、燃料ノズル１００は、燃料ノズル１００の軸方向中心線に対して下流側端部１０６から軸方向に間隔を置いて配置された上流側端部１０４を有する外管１０２を含む。内管１０８は、外管１０２内に軸方向に延在し、燃料ノズル１００の軸方向中心線に対して外管１０２と同軸に整列することができる。特定の実施形態において、内管１０８は、外部圧縮空気供給源（図示せず）と流体連通することができる。中間管１１０は、外管１０２内に軸方向に延在し、内管１０８を円周方向に囲む。中間管１１０は、燃料ノズル１００の軸方向中心線に対して外管１０２および／または内管１０８と同軸に整列することができる。中間管１１０は、内管１０８から半径方向に間隔を置いて配置されて、その間にパイロット燃料通路１１２を画定する。特定の実施形態において、中間管１１０は、外部燃料供給源（図示せず）と流体連通することができる。外管１０２は、中間管１１０から半径方向に間隔を置いて配置されて、その間に環状空気通路１１４を画定する。環状空気通路１１４は、外部圧縮空気供給源（図示せず）と流体連通することができる。
【００２２】
特定の実施形態において、燃料ノズル１００は、燃料ノズル１００の軸方向中心線に対して外管１０２内に軸方向に延在する二次中間管１１６を含むことができる。二次中間管１１６は、中間管１１０の少なくとも一部分を円周方向に囲み、外管１０２内に二次燃料通路１１８を画定する。複数の燃料ペグ１２０は、外管１０２の周りに円周方向に間隔を置いて配置することができる。各燃料ペグ１２０は、燃料ノズル１００の軸方向中心線に対して外管１０２から半径方向外側に延在することができる。１つまたは複数の燃料ペグ１２０は、二次燃料通路１１８と流体連通する１つまたは複数の燃料噴射オリフィス１２２を含むことができる。
【００２３】
さまざまな実施形態において、燃料ノズル１００は、予混合パイロットノズル１２４を含む。予混合パイロットノズル１２４は、ノズルリング１２８を通って軸方向に延在するノズル本体１２６を含む。ノズルリング１２８は、外管１０２の下流側端部１０６に結合することができる。特定の実施形態において、ノズルリング１２８は、単一のまたはノズル本体１２６と一体の構成要素として形成することができる。
【００２４】
図４は、本開示の少なくとも一実施形態による、ノズルリング１２８を通って延在するノズル本体１２６を含む予混合パイロットノズル１２４の斜視図を提供する。図５は、図３に示すノズルリング１２８を含む予混合パイロットノズル１２４の斜視断面図を提供する。図４および図５にまとめて示すように、ノズル本体１２６は、ノズル本体１２６の軸方向中心線に対して後壁１３２から軸方向に間隔を置いて配置された前壁１３０を含む。図５に示すように、外側バンド１３４は、ノズル本体１２６の軸方向中心線に対して、前壁１３０と後壁１３２との間で軸方向に、および前壁１３０と後壁１３２との周囲に円周方向に延在する。外側バンド１３４は、ノズル本体１２６の半径方向外周を画定することができる。図５に示すように、ノズル本体１２６は、先端部分１３６を含む。先端部分１３６は、ノズルリング１２８から下流側に延在し、後壁１３２で終端する。特定の実施形態において、ノズル本体１２６の先端部分１３６は、円筒形であってもよいが、請求項に別段の記載がない限り、特定の形状に限定されない。
【００２５】
さまざまな実施形態において、図５に示すように、ノズル本体１２６は、ノズル本体１２６の軸方向中心線に対してノズル本体１２６内に同軸に延在する第１の管または空気管１３８を含む。空気管１３８は、後壁１３２の内側表面１４０またはその近傍で、ノズル本体１２６内で終端する。空気管１３８の下流側部分は、後壁１３２の内側表面１４０および／またはその近傍で、ノズル本体１２６の中心線から半径方向外側に広がるまたは分岐することができる。空気管１３８および後壁１３２の内側表面１４０の一部分は、ノズル本体１２６内の冷却空気プレナム１４２を画定する。
【００２６】
少なくとも一実施形態において、後壁１３２は、複数の排出ポート１４４を画定する。各排出ポート１４４は、空気管１３８内に画定されるか、または空気管１３８によって囲まれた各入口１４６と、後壁１３２の外側表面１５０に沿って画定された各出口１４８とを含む。各排出ポート１４４は、冷却空気プレナム１４２と流体連通する。図３に示すように、空気管１３８の上流側端部１５２は、燃料ノズル１００の内管１０８に結合されることができ、内管１０８を介して外部の圧縮空気源（図示せず）と流体連通することができる。
【００２７】
さまざまな実施形態において、図５に示すように、ノズル本体１２６は、燃料管１５４を含む。燃料管１５４は、ノズル本体１２６の軸方向中心線に対してノズル本体１２６内に同軸に延在する。燃料管１５４は、空気管１３８の少なくとも一部分を円周方向に囲み、空気管１３８から半径方向に間隔を置いて配置されて、その間に燃料入口プレナム１５６をノズル本体１２６内に画定する。少なくとも一実施形態において、バッフルまたはオリフィスプレート１５８は、空気管１３８と燃料管１５４との間で半径方向に延在することができる。オリフィスプレートは、燃料入口プレナム１５６への燃料の流れを制御するような大きさおよび／または形状とすることができる複数の孔または計量孔１６０を含むことができる。図３に示すように、燃料管１５４の上流側端部１６２は、燃料ノズル１００の中間管１１０に結合することができ、外部燃料供給源（図示せず）と流体連通して燃料を燃料入口プレナム１５６に供給することができる。
【００２８】
図５に示すように、ノズル本体１２６は、ノズル本体１２６の内側または内部に画定される燃料分配プレナムまたは空隙１６４をさらに含むかまたは画定する。燃料分配プレナム１６４は、燃料管１５４から半径方向外側に、したがって燃料入口プレナム１５６から半径方向外側に、ノズル本体１２６内に画定される。燃料分配プレナム１６４は、燃料管１５４を介して燃料入口プレナム１５６から分離される。
【００２９】
図６は、図４に示す切断線Ａ−Ａに沿った予混合パイロットノズル１２４の先端部分１３６の一部分の断面斜視図を提供する。図７は、図４に示す切断線Ｂ−Ｂに沿った予混合パイロットノズル１２４の一部分の断面斜視図を提供する。図６に最も明瞭に示されるように、燃料入口プレナム１５６は、ノズル本体１２６の軸方向中心線の周りに円周方向に間隔を置いて配置された複数のオリフィスまたは開口１６６を介して、燃料分配プレナム１６４と流体連通する。開口１６６は、後壁１３２の内側表面１４０の一部分に近接して、または隣接して画定される。
【００３０】
さまざまな実施形態において、図５に示すように、ノズル本体１２６は、燃料管１５４および／または燃料入口プレナム１５６から半径方向外側に配置された複数の予混合管１６８を含む。各予混合管１６８は、ノズル本体１２６を通る、および／またはノズル本体１２６内の各予混合通路１７０を画定する。図５および図７にまとめて示すように、複数の予混合管１６８、したがって各予混合通路１７０は、ノズル本体１２６の軸方向中心線に対して、燃料分配プレナム１６４内の燃料管１５４および／または燃料入口プレナム１５６の周囲に螺旋状に延在するか、または包み込む。
【００３１】
図４および図５にまとめて示すように、各予混合管１６８および、したがって各予混合通路１７０は、前壁１３０に沿って画定された各入口１７２（図５）および先端部分１３６の後壁１３２に沿って画定された各出口１７４（図４）を含む。図４に示すように、各入口１７２は、前壁１３０に沿って円周方向に間隔を置いて配置され、ノズル本体１２６の軸方向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１７４は、後壁１３２に沿って円周方向に間隔を置いて配置され、ノズル本体１２６の軸方向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１６８および、したがって各予混合通路１７０は、各予混合管１６８に沿って画定された１つまたは複数の燃料ポート１７６を介して燃料分配プレナム１６４と流体連通することができる。
【００３２】
さまざまな実施形態において、図５に示すように、ノズルリング１２８は、上流側壁１７８と、上流側壁１７８から軸方向に間隔を置いて配置された下流側壁１８０と、上流側壁１７８および下流側壁１８０を円周方向に囲む外側スリーブ１８２と、上流側壁１７８および下流側壁１８０を貫通する複数の貫通孔１８４を含む。複数の貫通孔１８４は、ノズル本体１２６の外側バンド１３４の周囲に環状に配置され、かつ、ノズル本体１２６の外側バンド１３４から半径方向外側に配置され、ノズルリング１２８の外側スリーブ１８２から半径方向内側に画定される。図３に示すように、外側スリーブ１８２は、燃料ノズル１００の外管１０２に結合されてもよい。さまざまな実施形態において、複数の貫通孔１８４は、環状空気通路１１４と流体連通する。
【００３３】
図８は、本開示の少なくとも一実施形態によるノズル本体１２６の先端部分およびノズルリング１２８の斜視図を提供する。図９は、本開示の少なくとも一実施形態によるノズル本体１２６の上流側の図を提供する。特定の実施形態において、図８および図９にまとめて示すように、ノズル本体１２６の中心線に対して予混合通路１７０の各出口１７４から半径方向内側に画定された先端部分１３６の後壁１３２の一部分は、前壁１３０またはノズルリング１２８に向かって戻り、ノズル本体１２６の軸方向中心線に沿って軸方向に内側にくぼんで、またはカップ状になって、または凹んでいる。図８に示すように特定の実施形態において、ノズル本体１２６の先端部分１３６の半径方向外側表面１８６は、ノズル本体１２６の軸方向中心線の周りで外側表面１８６に沿って螺旋状に延在する複数の溝１８８を含むことができる。
【００３４】
少なくとも一実施形態において、図８および図９に示すように、排出ポート１４４（図５）の１つまたは複数の出口１４８は、後壁１３２のくぼんだ部分またはカップ状になった部分内に配置される。少なくとも一実施形態において、図８および図９にまとめて示すように、予混合通路１７０の１つまたは複数の出口１７４は、後壁１３２の外側表面１５０から軸方向下流側に延在する各ボスまたはカラー１９０によって部分的に囲まれる。特定の実施形態において、予混合通路１７０の出口１７４のそれぞれは、後壁１３２の外側表面１５０から軸方向下流側に延在する各ボスまたはカラー１９０によって部分的に囲まれる。
【００３５】
少なくとも一実施形態において、ノズル本体１２６は単体として形成される。言い換えれば、前壁１３０、後壁１３２、外側バンド１３４、空気管１３８、燃料管１５４、および予混合管１６８は、いずれも単体で形成されてもよいし、またはすべてを単体として形成されてもよい。少なくとも一実施形態において、ノズル本体１２６およびノズルリング１２８は、単体で形成される。たとえば、特定の実施形態において、ノズル本体１２６は、ノズルリング１２８の有無にかかわらず、付加製造プロセスによって形成することができる。本明細書で使用される場合、付加製造または付加的に製造されたという用語は、有用な３次元物体をもたらし、一度に１層ずつ物体の形状を連続的に形成するステップを含む、任意のプロセスを指す。付加製造プロセスには、３Ｄプリンティング（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）、粉体プラズマアーク溶接、自由形状造形などを含むことができる。
【００３６】
予混合パイロットノズル１２４の動作中、図３〜図９にまとめて示すように、空気は、中間管１１０と外管１０２との間に画定された環状空気通路１１４から、複数の貫通孔１８４を通り、各予混合通路１７０を通って流れる。燃料は、パイロット燃料通路１１２を通り、内管１０８および燃料管１５４を介して燃料入口プレナム１５６に流入する。燃料は、複数のオリフィス１６６を介して燃料分配プレナム１６４に流入する。比較的低温の燃料は、後壁１３２の一部分に冷却を提供することができ、それによって予混合パイロットノズル１２４の機械寿命を向上させる。次いで、燃料は、燃料分配プレナム１６４から、各燃料ポート１７６を介して各予混合通路１７０に流入する。燃料および空気は、燃焼のために下流側燃焼室３６に噴射される前に、各予混合通路１７０内で混合される。螺旋状の予混合管１６８は、予混合通路１７０の各出口１７４を出るときに、予混合された燃料および空気に角度スワールを付与することができ、それにより下流側燃焼室３６から上流側の燃料および空気のさらなる混合を促進する。
【００３７】
圧縮空気は、内管１０８を通って、ノズル本体１２６の空気管１３８内に画定された冷却空気プレナム１４２に送られてもよい。圧縮空気は、その後、複数の排出ポート１４４を介して冷却空気プレナム１４２から流出することができる。排出ポート１４４は、後壁１３２の外側表面１５０を横切る圧縮空気の膜を生成するように形成または角度付けされ、それにより後壁１３２の外側表面１５０を冷却し、および／または後壁１３２の外側表面１５０を横切る保護膜を提供する。ボス１９０は、予混合された燃料および空気の流れが予混合通路１７０の各出口１７４を出るときに、冷却空気が予混合された燃料および空気の流れと混合または相互作用することを防止または阻止することができる。
【００３８】
本明細書に示し説明したように、予混合パイロットノズル１２４は、高温で下流側燃焼室３６内の火炎を安定させるが排出物を犠牲にする、既知の高温高排出物拡散型パイロットノズルを代替することができる。本明細書に示し説明したように、予混合パイロットノズル１２４は、スワール安定化予混合パイロットノズルを備えた既知の拡散型予混合パイロットノズルを代替することができる。予混合パイロットノズル１２４は、既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様の火炎安定性とともに、より望ましい排出物レベルをもたらすことができ、さらにダイナミクスおよび／または希薄吹き消え限界の改善を提供する。
【００３９】
本明細書は、最良の形態を含めて本発明を開示するために、また、当業者が任意のデバイスまたはシステムの製作および使用、ならびに任意の組み込まれた方法の実施を含めて本発明を実施できるように、例を使用する。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定められ、当業者が想到する他の例を含むことができる。そのような他の例は、それらが本特許請求の範囲の文言と異ならない構成要件を含む場合、または本特許請求の範囲の文言と実質的な差異を有さない等価の構成要件を含む場合に、本特許請求の範囲にあると意図される。
［実施態様１］
後壁（１３２）から軸方向に間隔を置いて配置された前壁（１３０）および前記前壁（１３０）と前記後壁（１３２）との間に軸方向に延在する外側バンド（１３４）を備え、前記後壁（１３２）が外側表面（１５０）から軸方向に間隔を置いて配置された内側表面（１４０）を含むノズル本体（１２６）と、
前記ノズル本体（１２６）内に同軸に延在し、前記後壁（１３２）の前記内側表面（１４０）で終端する空気管（１３８）であって、前記ノズル本体（１２６）内に冷却空気プレナム（１４２）を画定する空気管（１３８）と、
前記ノズル本体（１２６）内で同軸に延在し、前記空気管（１３８）を円周方向に囲む燃料管（１５４）であって、前記空気管（１３８）との間に燃料入口プレナム（１５６）を画定する燃料管（１５４）と、
前記ノズル本体（１２６）内に画定され、前記燃料入口プレナム（１５６）と流体連通する燃料分配プレナム（１６４）と、
各予混合管（１６８）が前記ノズル本体（１２６）を通る予混合通路（１７０）を画定し、かつ、前記前壁（１３０）に沿って画定された入口（１７２）および前記後壁（１３２）に沿って画定された出口（１７４）を含み、前記燃料分配プレナム（１６４）内で前記燃料管（１５４）の周囲に螺旋状に延在する複数の予混合管（１６８）であって、前記複数の予混合管（１６８）のうちの１つまたは複数の予混合管（１６８）が前記燃料分配プレナム（１６４）と流体連通する複数の予混合管（１６８）と
を備える、予混合パイロットノズル（１２４）。
［実施態様２］
前記後壁（１３２）が、前記予混合管（１６８）の前記各出口（１７４）から半径方向内側に配置された複数の排出ポート（１４４）を画定し、前記排出ポート（１４４）のそれぞれが前記冷却空気プレナム（１４２）と流体連通する、実施態様１に記載の予混合パイロットノズル（１２４）。
［実施態様３］
前記予混合管（１６８）の前記各出口（１７４）から半径方向内側に画定された前記後壁（１３２）の一部分が、前記ノズル本体（１２６）の軸方向中心線に沿って前記前壁（１３０）に向かって内側にくぼんでいる、実施態様１に記載の予混合パイロットノズル（１２４）。
［実施態様４］
前記冷却空気プレナム（１４２）が、前記後壁（１３２）の前記内側表面（１４０）の一部分によって部分的に画定される、実施態様１に記載の予混合パイロットノズル（１２４）。
［実施態様５］
前記予混合管（１６８）の前記出口（１７４）の少なくとも１つが、前記後壁（１３２）の前記外側表面（１５０）から軸方向外側に延在するボス（１９０）によって部分的に囲まれる、実施態様１に記載の予混合パイロットノズル（１２４）。
［実施態様６］
前記ノズル本体（１２６）が、前記後壁（１３２）で終端する先端部分（１３６）を含み、前記先端部分（１３６）の半径方向外側表面（１８６）が、複数の溝（１８８）を画定する、実施態様１に記載の予混合パイロットノズル（１２４）。
［実施態様７］
前記複数の溝（１８８）が、前記先端部分（１３６）の前記外側表面（１８６）の周囲に螺旋状に延在する、実施態様６に記載の予混合パイロットノズル（１２４）。
［実施態様８］
上流側壁（１７８）と、下流側壁（１８０）と、前記上流側壁（１７８）および前記下流側壁（１８０）を円周方向に囲む外側スリーブ（１８２）とを有するノズルリング（１２８）をさらに備え、前記ノズル本体（１２６）が、前記ノズルリング（１２８）を通って同軸に延在する、実施態様１に記載の予混合パイロットノズル（１２４）。
［実施態様９］
前記ノズルリング（１２８）が、前記上流側壁（１７８）および前記下流側壁（１８０）を貫通する複数の貫通孔（１８４）を含み、前記複数の貫通孔（１８４）が、前記ノズル本体（１２６）の周りに環状に配置される、実施態様８に記載の予混合パイロットノズル（１２４）。
［実施態様１０］
前記ノズル本体（１２６）が単体から形成される、実施態様１に記載の予混合パイロットノズル（１２４）。
［実施態様１１］
外管（１０２）と、
前記外管（１０２）内に同軸に延在する内管（１０８）と、
前記外管（１０２）内に同軸に延在し、前記内管（１０８）を円周方向に囲む中間管（１１０）であって、前記外管（１０２）から半径方向に間隔を置いて配置された中間管（１１０）と、
ノズルリング（１２８）を介して前記外管（１０２）の下流側端部（１０６）に結合した予混合パイロットノズル（１２４）であって、
後壁（１３２）から軸方向に間隔を置いて配置された前壁（１３０）および前記前壁（１３０）と前記後壁（１３２）との間に軸方向に延在する外側バンド（１３４）を備え、前記後壁（１３２）が外側表面（１５０）から軸方向に間隔を置いて配置された内側表面（１４０）を含むノズル本体（１２６）と、
前記内管（１０８）に結合し、前記ノズル本体（１２６）内に同軸に延在する空気管（１３８）であって、前記後壁（１３２）の前記内側表面（１４０）で終端し、前記ノズル本体（１２６）内に冷却空気プレナム（１４２）を画定する空気管（１３８）と、
前記中間管（１１０）に結合し、前記ノズル本体（１２６）内に同軸に延在する燃料管（１５４）であって、前記空気管（１３８）の少なくとも一部分を円周方向に囲み、前記空気管（１３８）との間に燃料入口プレナム（１５６）を画定する燃料管（１５４）と、
前記ノズル本体（１２６）内に画定され、前記燃料入口プレナム（１５６）と流体連通する燃料分配プレナム（１６４）と、
各予混合管（１６８）が前記ノズル本体（１２６）を通る予混合通路（１７０）を画定し、かつ、前記前壁（１３０）に沿って画定された入口（１７２）および前記後壁（１３２）に沿って画定された出口（１７４）を含み、前記燃料分配プレナム（１６４）内で前記燃料管（１５４）の周囲に螺旋状に延在する複数の予混合管（１６８）であって、前記複数の予混合管（１６８）のうちの１つまたは複数の予混合管（１６８）が前記燃料分配プレナム（１６４）と流体連通する複数の予混合管（１６８）とを備える予混合パイロットノズル（１２４）と
を備える燃料ノズルアセンブリ（１００）。
［実施態様１２］
前記後壁（１３２）が、前記予混合管（１６８）の前記各出口（１７４）から半径方向内側に位置する複数の排出ポート（１４４）を画定し、前記排出ポート（１４４）のそれぞれが前記冷却空気プレナム（１４２）と流体連通する、実施態様１１に記載の燃料ノズルアセンブリ（１００）。
［実施態様１３］
前記予混合管（１６８）の前記各出口（１７４）から半径方向内側に画定された前記後壁（１３２）の一部分が、前記前壁（１３０）に向かって前記ノズル本体（１２６）の軸方向中心線に沿って内側にくぼんでいる、実施態様１１に記載の燃料ノズルアセンブリ（１００）。
［実施態様１４］
前記冷却空気プレナム（１４２）が、前記後壁（１３２）の前記内側表面（１４０）の一部分によって部分的に画定される、実施態様１１に記載の燃料ノズルアセンブリ（１００）。
［実施態様１５］
前記予混合管（１６８）の出口（１７４）の少なくとも１つが、前記後壁（１３２）の前記外側表面（１５０）から軸方向外側に延在するボス（１９０）によって部分的に囲まれる、実施態様１１に記載の燃料ノズルアセンブリ（１００）。
［実施態様１６］
前記ノズル本体（１２６）が前記後壁（１３２）で終端する先端部分（１３６）を含み、前記先端部分（１３６）の半径方向外側表面（１８６）が複数の溝（１８８）を画定する、実施態様１１に記載の燃料ノズルアセンブリ（１００）。
［実施態様１７］
前記複数の溝（１８８）が、前記先端部分（１３６）の前記外側表面（１８６）の周囲に螺旋状に延在する、実施態様１６に記載の燃料ノズルアセンブリ（１００）。
［実施態様１８］
前記ノズルリング（１２８）が、上流側壁（１７８）と、下流側壁（１８０）と、前記上流側壁（１７８）および前記下流側壁（１８０）を円周方向に囲む外側スリーブ（１８２）とを含む、実施態様１１に記載の燃料ノズルアセンブリ（１００）。
［実施態様１９］
前記ノズルリング（１２８）が、前記上流側壁（１７８）および前記下流側壁（１８０）を貫通する複数の貫通孔（１８４）を含み、前記複数の貫通孔（１８４）が、前記ノズル本体（１２６）の周りに環状に配置される、実施態様１８に記載の燃料ノズルアセンブリ（１００）。
［実施態様２０］
前記ノズル本体（１２６）が単体から形成される、実施態様１１に記載の燃料ノズルアセンブリ（１００）。
【符号の説明】
【００４０】
１０  ガスタービン
１２  圧縮機セクション
１４  燃焼セクション
１６  タービンセクション
１８  シャフト
２０  燃焼器
２２  ケーシング
２４  圧縮空気
２６  エンドカバー
２８  一次燃料ノズル
３０  二次燃料ノズル
３２  ライナ
３４  上流側燃焼室／前方燃焼室
３６  下流側燃焼室／後方燃焼室
３８  スロート部または収束／発散部分
４０  開口
１００  燃料ノズル／燃料ノズルアセンブリ
１０２  外管
１０４  上流側端部
１０６  下流側端部
１０８  内管
１１０  中間管
１１２  パイロット燃料通路
１１４  環状空気通路
１１６  二次中間管
１１８  二次燃料通路
１２０  燃料ペグ
１２２  燃料噴射オリフィス
１２４  予混合パイロットノズル
１２６  ノズル本体
１２８  ノズルリング
１３０  前壁
１３２  後壁
１３４  外側バンド
１３６  先端部分
１３８  空気管
１４０  内側表面
１４２  冷却空気プレナム
１４４  排出ポート
１４６  入口
１４８  出口
１５０  外側表面
１５２  上流側端部
１５４  燃料管
１５６  燃料入口プレナム
１５８  バッフル／オリフィスプレート
１６０  計量孔
１６２  上流側端部
１６４  空隙または燃料分配プレナム
１６６  オリフィスまたは開口
１６８  予混合管
１７０  予混合通路
１７２  入口
１７４  出口
１７６  燃料ポート
１７８  上流側壁
１８０  下流側壁
１８２  外側スリーブ
１８４  貫通孔
１８６  半径方向外側表面
１８８  溝
１９０  ボスまたはカラー
【図１】
2017227430.tif 000003
【図２】
2017227430.tif 000004
【図３】
2017227430.tif 000005
【図４】
2017227430.tif 000006
【図５】
2017227430.tif 000007
【図６】
2017227430.tif 000008
【図７】
2017227430.tif 000009
【図８】
2017227430.tif 000010
【図９】
2017227430.tif 000011
【外国語明細書】
2017227430000001.pdf