(57)【要約】      （修正有）【課題】燃焼器の旋回安定化希薄予混合燃焼は、従来の拡散型燃焼に比べて燃焼駆動振動（動的不安定性）の影響を極めて受けやすい傾向があるため、安定燃焼を可能にする。【解決手段】缶アニュラ型デュアル燃料ガスタービン燃焼器１００内に３つの独立燃焼ゾーンを生成する希薄予混合半径方向流入マルチアニュラ多段ノズル１２０は、ガスパイロットノズル１５０及び中心カートリッジによって燃料供給されるパイロットゾーンと、内部主ガス燃料によって燃料供給される保炎器ゾーンと、外部主ガス燃料によって燃料供給される主火炎ゾーンと、ノズル１２０への流入空気の一部を内部主ガス燃料及び外部主ガス燃料と混合する主半径方向スワーラ１４０と、エンドカバー組立体と、供給された内部主ガス燃料と供給された外部主ガス燃料の比率を制御する外部手段とを含む。【選択図】図２
2009109180.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
缶アニュラ型デュアル燃料ガスタービン燃焼器１００内に３つの独立燃焼ゾーンを生成する希薄予混合半径方向流入マルチアニュラ多段ノズル１２０であって、
液体運転中には中心カートリッジ２２３によって及びガス運転中には中心ガスパイロットノズル１５０によって燃料供給されるパイロットゾーンＺ１と、
内部主ガス燃料供給装置によって燃料供給される中心保炎器ゾーンＺ２と、
外部主ガス燃料供給装置によって燃料供給される主火炎ゾーンＺ３と、
エンドカバー１３０に軸方向で位置合わせして機械的に締結された後方プレート２４０と、前記ノズルの中心軸の周囲に円形配列でほぼ等距離で間隔を置いて配置された複数の旋回ベーン２５０と、個々の旋回ベーン２５０間の円周方向空間内の予混合容積２０５と、内部に中心キャビティ２７８を含む中心ハブ２６０と、前記複数の旋回ベーン２５０と前記中心ハブ２６０との間の環状旋回容積２５５とを含む、前記ノズル１２０への流入空気の一部を前記内部主ガス燃料供給装置及び前記外部主ガス燃料供給装置で混合する主半径方向スワーラ１４０と、
内部主ガス燃料供給２２０と外部主ガス燃料供給２１５との比率を制御する手段と、
エンドカバー１３０と、
を備えるノズル１２０。
【請求項２】
前記主半径方向スワーラ１４０が、
円筒状後方プレート２４０と、
下流側端部で切頭された滑らかな円錐面２７０を含む、前記後方プレート２４０の下流側表面２４２から下流側に軸方向に突出する中心ハブ２６０と、
外部主ガス燃料供給装置をエンドカバー２０５から複数の旋回ベーン２５０に接続するキャビティ６６５と、
前記後方プレート２４０の下流側表面２４２上に装着された複数の噴射器ノズル６９０と、
内部主ガス燃料供給装置を前記エンドカバー２０５から前記複数の噴射器ノズル６９０に接続するキャビティ６８０と、
前記後方プレート２４０の下流側表面２４２上に装着された複数の液体燃料噴霧器２４８と、
液体燃料供給装置を前記エンドカバー２０５から前記複数の液体燃料噴霧器に接続するキャビティ２４７と、
前記ノズル１２０の前記中心軸に沿った中心キャビティ２７８と、
空気を前記中心カートリッジ２２３及び前記ガスパイロットノズル１５０に供給するために、前記後方プレートの外部円周方向表面２７５を前記中心キャビティ２７８と接続する複数の半径方向配向キャビティ２５０と、
を含む請求項１に記載のノズル１２０。
【請求項３】
前記複数の旋回ベーン２５０の各々が、
前記後方プレート２４０の下流側表面２４２から前記ノズル１２０の燃焼端部に向かって下流側に軸方向に突出し、中心線２２５が、前記ノズル１２０の中心軸２００から半径６３５で所定の角度６３０をなし、これによって前記主スワーラ２５０の外部から前記主旋回ベーン２５０と前記中心ハブ２７０との間の環状旋回容積２５５への空気流の円周方向予混合空間６０５を定める翼形部６１０と、
前記後方プレート内の前記外部主ガス燃料供給装置用の各翼形部６１０内の内部キャビティ６６５と、
外部主ガス燃料供給を前記内部キャビティ６６５から前記予混合空間６０５に分配する複数のガス燃料噴射孔６５７と、
を含む請求項２に記載のノズル１２０。
【請求項４】
前記エンドカバーが、
燃焼器１００への機械的取り付け用の外部半径方向装着面２０７、及び前記後方プレート２４０への取り付け用の内部半径方向装着面２０４を含む円筒プレート２０５と、
外部主ガス燃料供給装置１８５を前記後方プレート２４０に接続するキャビティと、
内部主ガス燃料供給装置１９０を前記後方プレート２４０に接続するキャビティと、
液体燃料供給装置１９５を前記後方プレート２４０に接続する複数のキャビティ２４６と、
ガスパイロットノズル１５０を受け入れて装着するために装着フランジ２１０を含む中心キャビティ２０３と、
を含む請求項１に記載のノズル１２０。
【請求項５】
前記中心保炎器ゾーンＺ２が、
中心ハブ２８５と、
内部バーナー管壁３６５と、
各々が前記内部バーナー管壁３６５によって外半径上に且つ前記中心ハブ３８５の外壁によって内半径上に境界付けられた環状セグメントとして形成された複数のセグメント化半径方向区画３４５を含み、隣り合う前記区画３４５が円周方向に傾斜した半径方向壁の半径方向ベーン３６０によって分離されており、前記傾斜が前記環状旋回容積２５５内の燃料空気混合気の一部を旋回するために前記区画３４５への上流側入口３４７から前記区画３４５からの下流側出口３４８に漸次的に増大している、前記主半径方向スワーラ２５０の環状旋回容積２５５内の燃料空気混合気の円周方向流れを転向し且つ下流側軸方向に空気流を再配向するデスワーラ２８０と、
前記内部バーナー管壁３６５の円周方向周囲にほぼ等距離で間隔を置いて配置された複数の半径方向配向アーム３６０を含むＶ溝保炎器パック２９０と、
を備え、
前記アーム３６０が、前記中心ハブ２８５の下流側端部から前記内部バーナー管３００の下流側軸方向端部に取り付けられて延びており、前記内部バーナー壁３６５における取り付け位置が、ハブ延長部の取り付け位置から下流側に配置され、これによって前記半径方向配向アーム３６０の所定の半径方向対軸方向角６３０、前記半径方向配向アーム３６０内の凸面状窪み、及び上流側を向いた前記凸面状窪み３７５の頂点３７７を形成する、
ことを特徴とする請求項１に記載のノズル１２０。
【請求項６】
前記中心ハブ２８５が、
前記円筒管２９６の内面２９６の不規則な形状を形成して、前記中心ガスパイロットノズル１５０を収容し、前記主半径方向スワーラ１４０の前記中心ハブ２６０と組み合わせるように上流側端部で適合された、中心キャビティ２７８を有する円筒管２９５を備え、周囲に等距離の間隔でＶ溝２９０によって遮断されたハブ延長部３８０を前記円筒管２９５の下流側軸方向端部上に更に含む、
請求項５に記載のノズル。
【請求項７】
前記中心ガスパイロットノズル１５０が、
上流側端部で中心キャビティ及び半径方向に拡大されたボルトフランジ８１５を備え、前記エンドカバー２０５の中心キャビティ２０３、２７０、２７８内で、前記後方プレート及び前記保炎器ゾーンの中心ハブ２８５を嵌合するように適合された、ほぼ円筒形のノズル本体８０５と、
前記本体８０５上に軸方向に位置合わせされて前記後方プレート２４０から空気流を受け入れ複数の半径方向空気供給孔８７０と、
前記中心キャビティ２０３、２７０、２７８内の中心カートリッジ１５５と、
前記中心カートリッジ１５５の下流側端部でガスパイロットノズル１５０から前記ガスパイロットにパイロットガス燃料を供給するように適合されたアニュラス８６４と、
パイロットガス燃料と空気を混合するように適合された複数のパイロット混合ベーン８５７と、
隣接するパイロット混合ベーン８５７間の上流側に前記中心カートリッジ１５５の壁８７２を通る複数の半径方向に延びたる孔８６０と、
混合パイロットガス空気混合気をパイロットゾーンＺ１に供給するように適合された、前記パイロット混合ベーン８５７の下流側に位置するアニュラス８２５と、
を含む請求項１に記載のノズル１２０。
【請求項８】
前記中心カートリッジが、
液体燃料パイロット８８０と、
前記液体燃料パイロット８８０用の空気補助供給装置８７３と、
点火装置８７５と、
を含む請求項７に記載のノズル。
【請求項９】
前記主火炎ゾーンＺ３が更に、
前記ノズル１２０の中心軸２００上に中心がある円筒内部バーナー管壁３６５と、
前記ノズル１２０の中心軸２００上に中心があり、前記主半径方向スワーラ１４０から下流側で軸方向に突出し、前記内部バーナー管壁３６５よりも大きな直径を有する円筒外部バーナー管１７５と、
半径方向に外向きに延びた上流側端部にあり、複数の主旋回ベーン２５０上にルーフを形成した円周方向表面であって、燃料及び空気を前記環状混合ゾーンに送る、前記外部バーナー管１７５のベース部分１８０と、
を更に含む請求項１に記載のノズル１２０。
【請求項１０】
ガスタービンエンジン用の缶アニュラ型デュアル燃料燃焼器１００であって、
内部バーナー管３００と、外部バーナー管１１３と、エンドカバー１３０上で燃焼器ケーシング１０５に装着された主半径方向スワーラ２４０とを含む、希薄予混合半径方向流入マルチアニュラ多段ノズル１２０と、
前記ノズルの外部バーナー管１１３から下流側の主燃焼ゾーンＺ１と、
燃焼器からの加圧空気発生源と、
前記ノズル１２０を半径方向に囲み、且つ前記燃焼器のケーシング壁１０５によって半径方向に境界付けられた空気入口プレナム１１７と、
前記圧縮機から逆流路内で前記加圧空気を受け取り、該加圧空気を回復圧力で前記入口プレナムに吐出する加圧空気用ディフューザ１１６と、
を備え、
前記ディフューザ１１６が、前記主燃焼ゾーン上のドーム１１１の後側と一致した内壁を含み、これによって前記ディフューザ１１６を通過する前記加圧空気から前記ドーム１１１に後方冷却を提供し、
前記ディフューザ１１６から前記空気入口プレナム１１７への空気流を平滑化するために、前記主半径方向スワーラの上に装着され且つ前記外部バーナー管１１３の一部を囲むフェアリング１１８が設けられている、
ことを特徴とする缶アニュラ型デュアル燃料燃焼器１００。
【発明の詳細な説明】
【背景技術】
【０００１】
本発明は、全体的にはガスタービン燃焼器に関し、より具体的には、燃焼ダイナミックスを飛躍的に低減又は排除する缶アニュラ型デュアル燃料燃焼器用の希薄予混合半径方向流入マルチアニュラ多段ノズルに関する。
【技術分野】
【０００２】
図１は、圧縮機１２（部分的に示す）、複数の燃焼器１４（便宜上及び明確にするために１つを示す）、及びタービン１６（単一のブレードで表される）を含む高出力産業用ガスタービン１０の従来技術の燃焼器を示す。具体的に示していないが、タービン１６は、共通軸に沿って圧縮機１２に駆動可能に接続される。圧縮機１２は、吸入空気を加圧して燃焼器１４に逆流させ、これを用いて燃焼器１４を冷却し、燃焼プロセスに対する空気を供給する。１つの燃焼器１４だけが示されているが、ガスタービン１０は、その外周部の周りに配置された複数の燃焼器１４を含む。移行ダクト１８は、各燃焼器１４の出口端部をタービン１６の入口端部と接続して、高温の燃焼生成物をタービン１６に送出する。
【０００３】
各燃焼器１４は、開放前方端部でボルト２８を用いてタービンケーシング２６に固定された、ほぼ円筒状の燃焼ケーシング２４を含む。燃焼ケーシング２４の後方端部は、ガス、液体燃料及び空気（並びに必要に応じて水）を燃焼器１４に供給するために従来の供給管、マニホルド及び関連する弁、その他を含むことができるエンドカバー組立体３０により閉鎖される。エンドカバー組立体３０は、燃焼器１４の縦軸の周りに円形配列で配列された複数（例えば、５つ）の燃料ノズル組立体３２（便宜上及び明確にする目的で１つだけを示す）を受ける。各燃料ノズル組立体３２は実質的に円筒体であり、ガス燃料、液体燃料及び空気（並びに必要に応じて水）を受け取る入口を有する後方供給セクション５２と、前方送出セクション５４とを有する。
【０００４】
燃焼ケーシング２４内には、実質的に同心関係でほぼ円筒状のフロースリーブ３４が装着されており、該スリーブは、その前方端部で移行ダクト１８の外壁３６に接続している。フロースリーブ３４は、その後方端部で半径方向フランジ３５を用いて突合せ継手３７の位置の燃焼ケーシング２４に接続され、ここでは燃焼器ケーシング２４の前部及び後部が接合される。
【０００５】
フロースリーブ３４内には同心状に配列された燃焼ライナ３８があり、移行ダクト１８の内壁４０とその前方端部で接続される。燃焼ライナ３８の後方端部は、燃焼ライナキャップ組立体４２によって支持され、該組立体は複数のストラット３９によって燃焼ケーシング２４内で支持される。移行ダクト１８の外壁３６並びに燃焼ケーシング２４がタービンケーシング２６にボルト留めされた（ボルト２８によって）場所の前方に延びるフロースリーブ３４の当該部分は、これらのそれぞれの周囲面にわたってアパーチャ４４のアレイが形成され、空気が圧縮機１２から逆流してアパーチャ４４を通ってフロースリーブ３４とライナ３８との間の環状空間内に入り、燃焼器１４の上流側又は後方端部に向かって（図１に示す流れる矢印によって示すように）流れることができるようになる点は理解されるであろう。
【０００６】
燃焼ライナキャップ組立体４２は、各燃料ノズル組立体３２について１つずつの複数の予混合管４６を支持する。より具体的には、各予混合管４６は、端部が開放された予混合管４６と位置合わせされる開口部を各々備えた、前方プレート４７及び後方プレート４９それぞれによってその前方及び後方端部にある燃焼ライナキャップ組立体４２内で支持される。予混合管４６は、それぞれの燃料ノズル組立体３２の前方送出セクション５４が同心状に配置されるように支持される。
【０００７】
後方プレート４９は、後方プレート４９内の開口部とほぼ位置合わせして配列された、後方に延びる複数の浮動カラー４８（各予混合管４６につき１つ）を装着する。各浮動カラー４８は、それぞれの燃料ノズル組立体３２に対して取り囲む関係で環状空気スワーラ５０を支持する。半径方向燃料噴射器６６は、予混合管４６内に位置する予混合ゾーン６９にガス燃料を吐出するためスワーラ５０の下流側に設けられる。この配列は、ライナ３８とフロースリーブ３４との間の環状空間内を流れる空気が、予混合管４６の下流側のライナ３８内で燃焼ゾーン又は燃焼チャンバ７０に入る前に燃焼器１４（エンドキャップ組立体３０とスリーブキャップ組立体４２との間）の後方端部の方向に反転されて、スワーラ５０及び予混合管４６を貫流させるようにするものである。点火は、通常の方法で火炎伝播管２２（１つを示す）と共にスパークプラグ２０を用いて多燃焼器１４内で達成される。
【０００８】
発電プラント設計において、大気への窒素酸化物（ＮＯｘ）などの有害ガスのエミッション低減は最大の懸案事項である。この問題に取り組むために、図１で説明したような単一の燃焼チャンバに取り付けられた複数のバーナーを用いて希薄予混合燃焼を利用する低ＮＯｘ燃焼器が開発された。各バーナーは、燃料噴射器及び空気スワーラを支持し且つその下流側端部上に平坦面を有する円筒ハブを含む、中心に配置された燃料ノズルを備えた流管を含む。低ＮＯｘ動作用の予混合噴射段に加えて、各燃料ノズルは、始動及び緊急動作用の拡散噴射段と、液体燃料動作用の液体燃料噴射段とを含むことができる。
【０００９】
拡散ガス燃料及び液体燃料は通常、燃料ノズルの平端面上に位置するオリフィスを介して噴射される。低ＮＯｘ（予混合）動作中、燃料は、燃料噴射器を通って噴射され、流管内の旋回空気と混合する。拡散及び液体燃料回路は通常、予混合動作中に空気でパージされ、火炎ガスを通路外に保持する。燃焼火炎は、燃料ノズルの背後のブラフボディ再循環及び旋回停止（旋回がある場合）によって安定化される。予混合システムでは、通常、燃焼不安定性の結果として強力な圧力振動が生成される。燃焼不安定性は、燃焼ノズルのブラフ端部からのスパン方向渦流の励振に関連付けられると考えられている。これらの圧力振動は、デバイスの動作を大幅に制限する可能性があり、場合によっては、燃焼器ハードウェアに対して物理的損傷を引き起こすことさえある。更に、拡散及び液体燃料回路を通るパージ用空気の流れは、再循環ゾーン内に直接噴射される。この直接噴射により、再循環の局所温度及び強度が低下し、火炎安定性に悪影響を与える。従って、圧力振動を低減し且つ再循環ゾーンへのパージ用空気の直接噴射に関する悪影響を回避する低ＮＯｘ燃焼器に対する必要性がある。
【００１０】
前述のように、これらの最新の高出力産業用乾式低ＮＯｘ（ＤＬＮ）缶アニュラ型ガスタービン燃焼器は通常、平坦又は角度付きキャップ／ドーム組立体を用いて缶型燃焼器ライナに適合する多数（又はグループ）の予混合ノズルを利用する。複数のノズルは、目的とする作動性及び設計空間全体にわたるターンダウン及び性能を達成するように、燃料の混合及びステージングを必要とする。しかしながら、この取り組みは、複雑かつ高価な組立体をもたらす。
【００１１】
同様に、ヘッドエンドにある一群の予混合燃料ノズルに対して空気及び燃料を均一に分配することは困難であり、一般的には、全てのノズルに対して理想以下の不均一な空気流、又は相当な量の寄生圧力低下／損失をもたらす結果となる。旋回安定化希薄予混合（ＬＰ）燃焼は、従来の拡散型燃焼に比べて燃焼駆動振動（動的不安定性）の影響を極めて受けやすい傾向がある。
【００１２】
従来、ガスタービンエンジン産業において、火炎温度（又は一次ゾーン温度）は、ＮＯｘエミッションを低減するためＬＰシステムにおいて低下している。許容可能なＮＯｘ排気エミッションレベルは、百万分の一（ｐｐｍ）の１けたレベルにまで減少しているので（主に新しい政府規制によって決定された）、火炎温度は、少なくとも高メタン含有量の燃料に対しては希薄ブローアウト（ＬＢＯ）限界の極めて近傍にされている。このような希薄混合気では、局所燃料対空気混合比のわずかな周期的変動は、局所的な周期的火炎消火をも含む、局所的放熱及び放熱率の比較的大きな周期的変動をもたらす。離散的発振周波数（又はトーン）は、放熱変動が燃焼チャンバ内部で生じる音圧変動と同相で強め合うときに振幅が増大することができる。
【００１３】
現在のＬＰ燃焼器は、低ＮＯｘエミッションを更に満たすために、より希薄且つより空間的一様になっており、且つ燃料の広い範囲で動作しながらこのエミッション目標を満たす必要が強まっているので、所与のシステムにおいて、許容できない程高いレベルの燃焼ダイナミックスを生じるリスクが高くなる。
【００１４】
これまで大きな単一ノズルＤＬＮの低ＮＯｘ缶アニュラ型ガスタービン燃焼システムが試みられているが、そのほとんどは、作動性、耐久性、及びエミッション問題に起因して成功していない。スマートな調整可能動作パラメータが無いこと、及び複数の独立燃焼ステージングゾーンが無いことにより、産業界にモジュラー式多ノズル（群）構成を取り入れることにつながった。多ノズル設計は、着火及びターンダウンを容易にするだけでなく、設計上の作動空間で運転する間に生じるダイナミックス（又は振動）を回避する調整可能な作動性パラメータを提供するために、ノズルのサブグループへの燃料分配のステージング又は傾斜化を可能にする。
【００１５】
燃焼器内の燃料分配の傾斜化のマイナス面は、ＮＯｘ生成を促進する高温の温度ゾーンが生成されることである。従って、力学又は不安定性を押さえ込むために過度の傾斜化が必要とされる場合には、規制ＮＯｘエミッション限度の不履行が生じる可能性があり、場合によってはユニットを動作不能にすることがある。産業用ガスタービンのＬＰ燃焼ダイナミックスは通常、高価で不確実な可能性がある幾つかの方法（通常は試行錯誤法）で受動的に低減される。この方法には、１）噴射点をシフトして、燃料噴射点をから火炎前面までの燃料輸送時間を変更すること、２）燃料噴射オリフィスの大きさを変えて、孔全体にわたる圧力低下及び音響インピーダンスを変更すること、及び、３）チャンバ又はノズル外形形状（例えば、直径、角度、長さ）を修正して、渦流励振、周波数及び振幅、又はチャンバ内の火炎形状に影響を与えることがある。
【００１６】
これらの方法は、放熱のあらゆる摂動を燃焼チャンバ内の圧力又は音響摂動と位相ずれを生じさせる（すなわち位相で打ち消し合う）よう試みる。燃焼器ダイナミックスはまた、燃焼システムに音響減衰（例えば、ヘルムホルツ共鳴器又は４分の１の波長管）を付加することによって低減又は除去されている。これまでのところ、上記の方法は、プログラム中の初期設計段階の間に積極的にこれらを設計するのではなく、高燃焼器ダイナミックスの発見に対して事後的に考慮され実施される傾向があった。
【００１７】
従って、燃料混合気の品質に対する上記の平均許容度を有しながら、設計／作動空間内のあらゆる荷重で離散燃焼振動を励起又は駆動する可能性が統計的及び絶対的意味において基本的には遙かに少ない、簡単且つ拡張性のある安価なＬＰ燃焼器を提供する必要性がある。上記解決策が見つかり、その結果、所与の設計作動空間において離散的ダイナミックスを継続的に生じるリスクが大幅に低減された場合には、所与のシステムにおける最小エミッションを求める調整の効率及び可能性が極めて増大することになる。本質的に、ダイナミックスは、もはや全体の燃焼器設計手順のうちのこのような重要且つ困難な要素ではない。
【特許文献１】米国特許第７１８５４９４号明細書
【特許文献２】米国特許第５２０３７９６号明細書
【特許文献３】米国特許第６２５００６３号明細書
【特許文献４】米国特許第５４０８８３０号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１８】
本発明は、希薄予混合半径方向流入マルチアニュラ多段ノズルを有するガスタービン燃焼器内に３つの独立燃焼ゾーンを生成し、これによって低窒素酸化物（ＮＯｘ）エミッションを有する安定燃焼を可能にする装置及び方法に関する。
【００１９】
要約すると、本発明の１つの態様によれば、缶アニュラ型デュアル燃料ガスタービン燃焼器内に３つの独立燃焼ゾーンを生成する希薄予混合半径方向流入マルチアニュラ多段ノズルが提供される。希薄予混合半径方向流入マルチアニュラ多段ノズル（以下単一の大型半径方向ノズルと呼ぶ）は、中心カートリッジによって燃料供給されるパイロットゾーンと、内部主ガス燃料によって燃料供給される保炎器ゾーンと、外部主ガス燃料によって燃料供給される主火炎ゾーンと、ノズルへの流入空気の一部を内部主ガス燃料供給装置及び外部主ガス燃料供給装置で混合する主半径方向スワーラと、エンドカバーと、供給されたパイロットガス燃料、供給された内部主ガス燃料及び供給された外部主ガス燃料の比率を制御する手段とを含む。
【００２０】
本発明の別の態様によれば、ガスタービンエンジン用の缶アニュラ型デュアル燃料燃焼器が提供される。燃焼器は、エンドカバー上で燃焼器ケーシングに装着された外部バーナー管及び主半径方向スワーラを組み入れた、希薄予混合半径方向流入マルチアニュラ多段ノズル（以下単一の大型半径方向ノズルと呼ぶ）を含む。主燃焼ゾーンは、単一の大型半径方向ノズルの外部バーナー管から下流側に設けられる。圧縮機源から加圧空気の発生源が提供される。空気入口プレナムは、単一の大型半径方向ノズルを半径方向に囲み、燃焼器の外壁によって半径方向に境界付けられる。加圧空気のディフューザは、圧縮機から逆流路内の加圧空気を受け取り、回復圧力で加圧空気を入口プレナムに吐出する。主半径方向スワーラの上に装着され且つ外部バーナー管の一部を囲むフェアリングは、ディフューザから空気入口プレナムへの空気流を平滑化するために提供される。
【００２１】
本発明の第３の態様によれば、独立燃焼ゾーンを有する希薄予混合半径方向流入マルチアニュラ多段ノズル（以下単一の大型半径方向ノズルと呼ぶ）を利用する方法が提供され、単一の大型半径方向ノズルは、低窒素酸化物（ＮＯｘ）エミッションで安定燃焼を提供するガスタービン燃焼器内に、パイロットゾーン、保炎器ゾーン及び主ゾーンを含む。本方法は、ノズルへの空気の大きな供給を行う段階と、ノズル内ステージング段階と、空間中の多数の離散的ゾーンに放熱を分ける段階と、時間内に放熱を分配する段階と、下流側中心再循環ゾーンを通気する段階とを含む。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２２】
本発明のこれら及び他の特徴、態様、並びに利点は、図面全体にわたって同じ符号が同じ要素を表す添付図面を参照しながら以下の詳細な説明を読めばより理解されるであろう。
【００２３】
本発明の以下の実施形態は、幾つかの革新的且つ固有の特徴：すなわち、（１）複数（例えば６つ）の予混合ノズル（１カンあたりで）及び燃焼器チャンバキャップをただ１つの大型半径方向ノズル及びライナ修正と置き換えて、これによってかなりの部品点数の削減、コスト節約、及び燃焼器のヘッドエンドの飛躍的な簡略化の達成を可能にすること、（２）後部に対するドーム拡散設計を用いて、ライナのドームを対流冷却すると同時に、大型半径方向ノズル内で燃料及び空気を予混合する前に静圧を回復することにより寄生圧力損失を低減し、予混合により多くの空気を利用可能にすること、（３）比較的低い圧力低下（例えば、＜４パーセント）で大量の燃料（〜２ｌｂｍ／ｓｅｃ）及び空気（〜６０ｌｂｍ／ｓｅｃ）を迅速（例えば、＜３ミリ秒）且つ完全に蒸発及び混合させる能力を提供すること、及び（４）ガス燃料又は液体燃料のいずれかを用いて、必要なシステムのターンダウン性能及び低排出エミッションを依然として提供しながら、チャンバ内の放熱（時間及び空間内）及び燃料輸送時間の両方を戦略的に分配又はスミアアウトすることによって、現在の希薄予混合（ＬＰ）ガスタービン燃焼システムよりも動的によりロバストで且つ燃焼による振動を生じる傾向を低減すること、を含む多くの利点を有する。
【００２４】
設計の効果は多面的であり、すなわち、（１）飛躍的なコスト及び部品点数の削減のためカンあたりに５以上のノズル交換、（２）必要なエミッションレベルを維持しながら、産業用ガスタービン燃焼チャンバ内における離散周波数での燃焼ダイナミックス／振動の飛躍的な低減又は完全排除、（３）燃焼ダイナミックス改良の成功につながるガス及び液体燃料の柔軟性、（４）水噴射及び高圧噴霧器空気の必要性を排除すると同時に、Ｎｏ．２ディーゼル油様の液体燃料によるＤＬＮ、及び（５）１けた台（ｐｐｍｖ）の有害エミッションである。
【００２５】
多ノズル配列から大きな単一ノズルに移行するのを成功させるためには、ノズル内ステージングを必要とする。この設計で用いられる傾斜したＶ字溝保炎器ゾーンは、主予混合ノズル内に燃料ステージングの領域を提供する。例えば、予混合器内のハブ（又は中心本体）の近くで燃料空気比をよりリッチにバイアスすると、中心保炎器ゾーンが、点火、機械加速度、低荷重作動、又は突然の荷重伝達の処理にとって有利（又は必要）とすることができるバイパス流に対してより高い等量比で燃焼することができる。他のステージング特徴（予混合パイロットのような）と併せて燃料空気比をバイアスすると、ガスタービン燃焼システム中のカンあたりの複数のノズル（例えば６つ）と置き換える単一の大型半径方向ノズルが可能になり、燃焼システム及びエンジン全体として相当な部品点数の削減及びコスト節約となる。燃焼ダイナミックスの低減は、設計空間内で生じる燃焼温度に対して有害排出ガス（例えば、未燃焼炭化水素（ＵＨＣ）、ＮＯｘ、及び一酸化炭素（ＣＯ））を維持又は低減しながら達成されることになる。
【００２６】
希薄予混合された半径方向流入マルチアニュラ多段ノズル（以下単一の大型半径方向ノズルと呼ぶ）は、設計によって、十分に混合された反応物質のセットフラクション（例えば、ノズルの反応物質の約３３パーセント）が、主チャンバの上流側の離散Ｖ字溝ゾーンの傾斜アレイとして燃焼するよう再配向されるときには、燃焼駆動の離散振動周波数を励起する可能性は低い。円錐Ｖ字溝パック構造体を通過する軸方向ジェットの配列は、幾つかの方法で離散的ダイナミックスを低減し、エミッションを改善する。
【００２７】
第１に、この配列により、放熱が空間中の多数の離散反応ゾーンに分かれ、各々は、全燃焼チャンバよりも遙かに小さい空間規模で反応する。これは、チャンバ内の特定の音響共鳴周波数で強調的に結合することができるエネルギー放出の量を効果的に制限する。
【００２８】
第２に、傾斜したＶ字溝は多数の燃料輸送回数を生じ、時間内の放熱を分配（又はスミアアウト）する。すなわち、Ｖ字溝長さの範囲に沿った各点は、自己関連輸送時間、すなわち燃料噴射点と燃焼点との間の時間を有する。これはまた、特定のチャンバの音響共鳴周波数で強調的に結合することができる放熱エネルギーの量を効果的に制限する。
【００２９】
第３に、デスワーラパックの機能は、渦流崩壊により生じる下流側の中心再循環ゾーン（ＣＲＺ）の「通気」である。中心円錐からのジェットの拡張配列は、非旋回軸方向モーメントをＣＲＺ内へ直接噴射し、ＣＲＺの大きさ及びバルク滞留時間を低下させる。その結果、これは、燃焼生成物分子が燃焼器内部の一次領域（火炎）温度で費やす平均時間を短縮することによって、窒素酸化物（ＮＯｘ）の生成を減少させる。ＮＯｘ生成の「温度時間」の概念は、約２９００Fの火炎温度でますます顕著になり、ここでサーマルＮＯｘ（又はＺｅｌｄｏｖｉｃｈ）機構が促進し始め、全体システムＮＯｘレベルへの影響が有意に増大し始める。
【００３０】
ノズルは更に、水及び噴霧器空気を必要としないディーゼル液体燃料で動作するための非コークス設計を更に提供する。設計の態様は、高い信頼性のために絶縁燃料ギャラリー壁により燃料ギャラリーコークス化を防止する。液体燃料は、迅速に噴霧され、予混合空気流内に完全に分散され、該燃料を高温予混合表面から離して維持し、蒸発させてすぐに空気と混合させる。液体噴射方式は、ガス動作に悪影響を与えることはない。水噴射及び高圧噴霧器空気の必要性が排除されることにより、コスト節約が更にもたらされる。
【００３１】
完全な燃料空気混合は、迅速（約２ミリ秒）で完全（９７パーセントより大きい）であり、低予混合器差圧（〜２パーセント）を必要とし、これによって、より短くより小型の設計をもたらし、且つ「先進的な」ガスタービン条件でディーゼルの自動点火時間未満に滞留まるための必要な予混合器滞留時間を短縮する。
【００３２】
本発明の幾つかの別の態様及び利点は、本明細書で明らかになるであろう。ターンダウン能力は、燃料ステージング（３つの擬似独立燃焼ゾーン）を介して強化される。後方冷却ドームを用いることにより、火炎ゾーン中のライナ冷却空気の必要性が排除される。
【００３３】
同様に、軸対称の半径方向燃焼ステージングは、燃焼器ライナを非対称荷重に曝すことなく、これによって改良された燃焼ライナ耐久性がもたらされる。
【００３４】
更に、内部予混合器保炎抵抗／マージンが改良されると、予混合器ノズル全体にわたって流れが加速され、バルク速度が約３００ｆｔ／ｓｅｃを超えて維持される。
【００３５】
Ｖ字溝リーン角度（半径方向対軸方向平面）及びデスワーラのベーンプロファイルは、最適化のために２つのパラメータとして選択された。Ｖ字溝リーン角度は、独立燃焼ゾーンを支持するために明確に定義された連続Ｖ字溝伴流を依然として生成しながら、リーン角度を最大にするように３０度〜６０度の間で変化した。非反応ＣＦＤでは、４０度構成は、一定に保持されている他のノズル特徴部により依然として連続Ｖ字溝伴流を生成した最大角度であった。デスワーラベーンプロファイルは、入口ベーン角度を流入旋回流と位置合わせして、カスケード形状を用いてパックの流れを加速し、これによりあらゆるパック内の流れの分離を防止することにより、調整／最適化に成功した。
【００３６】
図２は、本発明の燃焼器に採用された本発明の大型単一半径方向ノズルの実施形態を示す。大型単一半径方向ノズル燃焼器１００は、ほぼ円筒状の燃焼器ケーシング１０５を含み、燃焼ライナをトランジションピースに差し込むことによってタービンと接続するため、開放前方端部でトランジションピース（図示せず）に対して固定することができる。次いでトランジションピースは、通常の方法でボルトによりタービンケーシングに開放前方端部で固定することができる。燃焼器ケーシングの後方端部は、ガス燃料、液体燃料、空気、及び出力（図示せず）用の供給管、マニホルド、弁及び取り付け具のための従来のパッケージに適合可能なエンドカバー組立体１３０によって閉鎖される。エンドカバー組立体１３０は、大型半径方向ノズル組立体１２０の一部であり、これを燃焼器ケーシング１０５に固定する。
【００３７】
燃焼ケーシング１０５内では、ほぼ同心関係でフロースリーブ１０６が装着されている。フロースリーブ１０６内では、前方端部１１２で移行ライナ（図示せず）の内壁に接続されてここに差し込まれる、同心状に配列された燃焼ライナ１１０がある。燃焼ライナ１１０の後方端部は、切頭円錐ドーム１１１を主燃焼チャンバ１１４上に形成し、該切頭円錐ドーム１１１は、大型半径方向ノズル１２０から燃料及び燃焼生成物の流れに対して中心で開いており、更に、大型半径方向ノズル１２０の外部バーナー管１１３と組み合わされている。
【００３８】
燃焼プロセスの空気は、空気圧縮機からトランジションピース（図１に関して上述したように）に、更にそこからフロースリーブと燃焼ライナの外壁との間の環状空間１１５を通って引き出すことができる。環状空間の後端部では、同心装着ディフューザ１１６が、大型半径方向ノズル１２０の入口プレナム１１７内に空気を膨張させる。ドーム１１１は、ディフューザ１１６の内部同心壁として機能を果たし、これによってディフューザ１１６を貫流する空気によりドーム１１１の後方冷却を可能にする。同時に、ディフューザ１１６は、大型半径方向ノズル１２０において燃料及び空気を予混合する前に空気の静圧を回復し、より少ない寄生的圧力損失及び予混合に利用できるより多くの空気をもたらす。大型半径方向ノズル１２０の中心周りのフェアリング１１８は、寄生的圧力損失を更に低下させる入口プレナム１１７への空気流入を円滑にする。
【００３９】
大型半径方向ノズル１２０は更に、主半径方向スワーラ１４０、ガスパイロットノズル１５０、Ｖ字溝保炎器１６０を有する中心保炎器、及び外部保炎器１７０を更に含む。中心保炎器１６０及び外部保炎器１７０は、これらの前方端部上で主燃焼チャンバ１１４に開く。
【００４０】
エンドカバー１３０は、燃焼器ケーシング１０５と組み合わせて燃焼器１００内の半径方向ノズル組立体１２０を支持するように設計されたほぼ円筒形のフランジとすることができる。エンドカバー１３０の後面１３５は、デュアル燃料（ガス及び液体燃料）並びにガスパイロットノズル１５０の進入を可能にする。外部主ガス供給装置１９０、内部主ガス供給装置１９０、及び複数の液体ガス接続部１９５の１つが図３Ａに示される。燃料及び空気の進入配置により、燃料、空気及び出力ライン（図示せず）の既存の燃焼器構成への接続を可能にする。
【００４１】
図３Ａは、本発明の大型単一半径方向ノズルの実施形態の内部構造を示す等角切り欠き図を示す。図３Ｂは、本発明の大型単一半径方向ノズルの実施形態の内部構造を示す軸方向断面図を示す。ノズルは、中心軸２００に沿って軸対称である。
【００４２】
エンドカバー組立体１３０は、後部セクション２０１、前部セクション２０２及び中心キャビティ２０３を有するエンドカバープレート２０５を含む。主半径方向スワーラ１４０は、後方プレート２４０、複数の旋回ベーン２５０及び内部に中心キャビティ２６５を有する中心ハブ２６０を含む。後方プレート２４０は、装着面２４１にてエンドカバープレート２０５にボルト留めされる。
【００４３】
中心保炎器１６０は、中心ハブ２６０の上に装着される。中心保炎器１６０の中心ハブ２８５は、主半径方向スワーラ１４０の中心ハブ２６０と組み合わせて、中心保炎器１６０を半径方向及び軸方向に支持する。半径方向ベーン３６０は、中心ハブ２８５から内部バーナー管３００を支持する。複数のＶ字溝２９０は、内部バーナー管３００と中心ハブ２８５との間に延びる。中心キャビティ２７８は、中心ハブ２８５内に形成される。主半径方向スワーラ１４０の旋回ベーン２５０上には、円筒外部バーナー管１７５を有する外部保炎器１７０が、半径方向外向きに広がり且つ旋回ベーン２５０の上部にボルト１８３で取り付けるベースセクション１８０により装着される。外部バーナー管１７５の下流側端部１７８はまた、外向きに広がり、燃焼器の円錐ドーム１１１（図２）に対する支持を提供するよう強化される。支持レッジ１７９は、燃焼器円錐ドーム１１１と組み合わされる。主半径方向スワーラ１４０からの燃料空気混合気は、保炎器ゾーンスルー４０２及び主ゾーンスルー４０５（図７）に移る。中心キャビティ２０３、２６５及び２７８は、液体パイロット及び点火装置を含むガスパイロット及び中心カートリッジを含むガスパイロットノズル１５０の挿入を可能にする。
【００４４】
図４は、取り付け可能な燃焼器に関しての本発明の大型単一半径方向ノズルの実施形態のエンドカバープレートの後端部図を示す。エンドカバープレート２０５は、統合円筒形後部セクション２０１と小さな直径の円筒形前部セクション２０２（図３Ａ）とを含み、両方の層は、ノズルの中心軸２００上に中心がある。後部セクション２０１は、燃焼器（図示せず）の後部座面と組み合わせるような半径方向の大きさにされ、燃焼器の座面に取り付けるための外部セクション２０１の外部円周方向表面２０７に対し軸方向に近接して形成された複数のボルト孔２０６を組み入れる。後部セクション２０１はまた、ボルト留めに備えて燃焼器の座面に対して後部セクション２０１を位置付けるために複数のパイロット孔２０８（同様に導かれた）を含むことができる。前部セクション２０２の前方座面２０５はまた、ノズルの中心軸２００と同心の円形構成で、且つ主半径方向スワーラ２５０（図３Ａ）の後方プレート２４０の装着面２４１からボルトを受けるように適合された複数のボルト孔２０９を含むことができる。
【００４５】
２つの独立したガス燃料供給装置は、エンドカバープレート２０５に接続することができる。後部セクション２０１は、外部主ガス燃料供給装置（図示せず）に接続するために、外部主ガス入口フランジ２１７により外部主ガス供給入口パイプ２１６に取り付けられた外部主ガス進入部２１５を含む。後部セクション２０１はまた、内部主ガス供給装置（図示せず）に接続するための取り付け具２１９と共に内部主ガス進入部２２０を含む。エンドカバープレート２０５はまた、ノズルの中心軸２００に対し同心状に位置する複数の液体燃料供給進入部２４３を含むことができる。
【００４６】
図４はまた、ガスパイロットノズル１５０の後端部を示す。中心キャビティ２０３は、中心軸２００から半径方向に延び且つガスパイロットノズルの挿入用の後部セクション２０１及び前部セクション２０２を通って延びるエンドカバープレート２０５内に定められる。中心キャビティ２０３は、ガスパイロットノズル１５０を装着するガスパイロットノズル後部フランジ２１２と組み合わせるために、ネジ接続部を有するガスパイロットノズル座面２１０（図３Ｂ）を含む。
【００４７】
図５は、本発明のノズルの実施形態のエンドカバー及び後方プレートの燃料ギャラリーを示す。外部主ガス進入部２１５（図４）は、エンドカバープレート２０５内の外部主ガスギャラリー３１０に接続される。外部主ガスギャラリー３１０は、ノズルの中心軸２００と同心の環状チャンバを定める。外部主ガスギャラリー３１０の内壁３１１及び外壁３１２は、外部主ガスギャラリー３１０の開放上端部３１５が主スワーラ後方プレート２４０内の複数の対応する外部主ガスチャネル６６５（図３Ｂ）と連通するように、ノズルの中心軸２００に対して半径方向に位置することができる。
【００４８】
内部主ガス進入部２２０は、エンドカバープレート２０５内の内部主ガスギャラリー３３０に接続される。内部主ガスギャラリー３３０は、ノズルの中心軸２００と同心の環状チャンバを定める。内部主ガスギャラリー３３０の内壁３１７及び外壁３１８は、ノズルの中心軸２００に対し同心状にあることができる。内部主ガスギャラリー３３０は、外部主ガスチャネル３１０と中心キャビティ２０３との間に半径方向に配置される。内部主ガスギャラリーの内壁３１７及び外壁３１８は、内部主ガスギャラリー３３０の開放上端部３１９が主スワーラ後方プレート２４０内の内部主ガスチャネル６８０（図７）と連通して、内部主ガスを旋回ベーン２５０間のベース表面２４２上の内部主ガス噴射点６９５に供給するように半径方向に配置される。
【００４９】
液体燃料供給進入部２４３は、エンドカバー２０５の後部セクション２０１を通って軸方向に延び、主液体燃料ギャラリー２４４と連通する。主液体燃料ギャラリー２４４は、ノズルの中心軸２００と同心で、且つ液体燃料供給進入部２４３及び液体燃料送出進入部２４６を除いて密封された環状チャンバを定める。主液体燃料ギャラリー２４４は、エンドカバープレート２０５上の液体燃料供給進入部後部２４３及び液体燃料送出進入部２４６前部と位置合わせするよう半径方向に配置される。液体燃料送出進入部２４６は、エンドカバー２０５の前部セクション２０２を通って延びて、主スワーラ後方プレート２４０内の液体燃料用の噴霧器２４８につながる、主半径方向スワーラ後方プレート２４０内の対応する液体燃料送出進入部２４７と組み合わせる。主液体燃料ギャラリー２４４の壁と、エンドカバー２０５の液体燃料供給進入部及び液体燃料送出進入部２４６と、後方プレート２４０の燃料送出進入部２４７とは、ディーゼル液体燃料のコークス化が始まる華氏２９０度未満の壁温度を保持するために絶縁ライニング２４９を備えることができる。取り付け具２１８は、液体燃料供給装置に接続するために液体燃料供給進入部の外部に設けられる。
【００５０】
エンドカバープレート２０５及び主スワーラ後方プレート２４０は、金属間座面２４１内で組み合わされるので、座面２０４、２４１に沿って燃料キャビティからの可能性のある漏洩を隔離することが可能となる。ノズル中心軸２００と同心の３つの環状凹部（図５）は、エンドカバープレート２０５の上部座面２０４上に設けることができる。第１の凹部３８１は、外部主ガスギャラリー３１０の機外に設けられる。第２の凹部３８２は、外部主ガスギャラリー３１０と内部主ガスギャラリー３３０との間に設けられる。第３の凹部３８３は、内部主ガスギャラリー３３０の機内に設けられる。凹部は、座面に沿った流れを防止するために、Ｃリング又は他の好適なガスケット材料を備えることができる。
【００５１】
図６Ａ−６Ｅは、本発明のノズルの実施形態の主半径方向スワーラの図を示す。図６Ａは、本発明のノズルの実施形態の主半径方向スワーラの等角図を示す。図６Ｂは、本発明のノズルの実施形態の主半径方向スワーラ上の主旋回ベーンの詳細を示す。図６Ｃは、本発明のノズルの実施形態の主半径方向スワーラの正面図を示す。図６Ｄは、本発明のノズルの実施形態の主半径方向スワーラの主旋回ベーン及び中心ハブを通る断面図を示す。図６Ｅは、本発明のノズルの実施形態の主半径方向スワーラの後方プレート及び中心ハブを通る断面図を示す。
【００５２】
主半径方向スワーラ１４０は、統合中心ハブ２６０と、後方プレート２４０上に装着され且つ後方プレート２４０に直角に（燃焼ゾーンに向かって下流側に）突出する複数の主旋回ベーン２５０と、ガスパイロットノズル１５０及び後方プレート内の一連の内部通路を収容する中心キャビティ２６５と、燃料及び空気の流れを提供する主旋回ベーン２５０とを含む。
【００５３】
後方プレート２４０は、ノズルの中心軸２００上に中心がある円筒形フランジを含む。後方プレート２４０のベース表面２４１は、エンドカバープレート２０５の前方表面と半径方向に組み合わせるような大きさにされる。後方プレートの装着面２４２は、後方プレート２４０の周りのボルト孔３７２を収容する複数の凹部３７１を組み入れる。ボルト孔３７２は、後方プレート２４０のベース表面２４１を貫通して延び、エンドカバープレート２０５の前方表面２０４上のボルト孔２０９と位置合わせされる。後方プレート２４０の装着面２４２は、複数の主旋回ベーン２５０の装着と、主半径方向スワーラ１４０内の空気流ストリームへの燃料の噴射点の収納とを可能にする。
【００５４】
各々が固体金属翼形部６１０を含む複数の主旋回ベーン２５０は、後方プレート２４０に対し直角に装着され、燃焼ゾーンに向かって軸方向に突出することができる。主旋回ベーン２５０は、周辺ボルト孔凹部３７１から半径方向機内に且つ中心ハブ２６０から半径方向機外に装着することができる。各翼形部の前縁６１５は、ほぼ半径方向に外向きに突出し、後縁６２０は、ほぼ半径方向に内向きに突出する。各翼形部の軸６２５は、ノズルの中心軸２００から半径６３５の予め指定された鋭角α（約１５度）を形成することができる。翼形部６１０の前縁６１５が湾曲面を形成する場合、翼形部６１０の側面６４０、６４１は、共通線形後縁６２０に対し直線テーパーを形成することができる。翼形部６１０の底面６４５及び上面６５０は平面を形成する。底面６４５は、溶接又は他の好適なプロセスによって後方プレート２４０の装着面２４２に装着することができる。
【００５５】
外部主ガス燃料の複数の噴射点６５５は、湾曲前縁６１５のすぐ機内側の翼形部６１０の１つの側面６４０上でノズルの中心軸２００と同心の半径に沿って設けられる。外部主ガス燃料の噴射は、隣接旋回ベーン間を通る空気流６６０にほぼ垂直に行われる。しかしながら、噴射点６５５はまた、本発明の実施形態に含まれる以外の翼形部の両側面上及び他の場所に設けることができる。噴射点は、翼形部６１０の側面６４０に沿って軸方向にほぼ均等に離間して配置され、円周方向の予混合空間６０５において翼形部６１０間の空気流６６０に外部主ガス燃料を均等に分配可能にすることができる。翼形部６１０は更に、噴射孔６５７を提供する内部燃料キャビティ６６５を含む。燃料キャビティ６６５は、ベース表面２４１から軸方向に翼形部６１０内に立ち上がり、噴射孔６５７近傍まで延びて連通するほぼ円筒形の孔とすることができる。燃料キャビティ６６５は、エンドプレート２０５内の燃料キャビティ３１０から外部主ガス燃料を導く。各翼形部６１０内の噴射孔６５７は、円筒状燃料キャビティ６６５に対して半径方向に延びて噴射点６５５に燃料を供給する。各翼形部６１０の上面６５０は更に、外部バーナー管１７５を主旋回ベーン２５０に固定するためのネジ穴６７０を含むことができる。
【００５６】
後方プレート２４０内の内部主ガス進入部６８０（図７）は、エンドカバープレート２０５内の内部主ガスギャラリー３３０から後方プレート２４０の装着面２４２に向かって半径方向に延びる。ガス放出を制御するため、オリフィス６８５を内部主ガス進入部６８０の各々に設けることができる。噴射点６９０は、隣接翼形部６１０の側面６４０、６４２からほぼ等距離で且つ該隣接翼形部６１０の側面６４０、６４２に沿ったほぼ中間の地点にある装着面２４２上に設けられる。例示的な２４個の翼形部６１０では、２４個の噴射点６９０が設けられる。後方プレート２４０の装着面２４２の僅か上に延びる各噴射点６９０における噴射口６９５は、ガスが装着面の空気層流上に噴射されるようにする。
【００５７】
上述のようなガス作動中、ガス燃料は、翼形部６１０の側壁６４０に沿って軸方向に位置する多数の噴射点６５５から、及び後方プレート２４０の装着面２４２上の噴射点６９５から主半径方向スワーラ１４０の空気流に噴射される。主ガス燃料は、図４に示す２つの独立供給源から供給され、環状旋回容積（予混合器アニュラス）２５５内の燃料空気混合気の半径方向プロファイルに影響を与えるようにする。すなわち、最終的に中心保炎器デバイスを通過する中心ハブ２６０近くの混合気は、２つの発生源からの燃料供給の比率を変えることによって、旋回ベーン２５０近くの混合気（中心保炎器を迂回する）と比較してリッチ又は希薄にすることができる。外部手段は、供給された内部主ガス燃料と供給された外部主ガス燃料のこの比率を制御するように供給することができる。これは、ノズルの外部で作用させることができる当技術分野で公知のスロットル制御器、圧力制御器又は他の手段を含むことができる。
【００５８】
複数の液体燃料噴射点２４５はまた、液体燃料で作動するために後方プレート２４０の装着面２４２上に設けられる。液体燃料噴射点２４５は、後方プレート２４０内の液体燃料送出チャネル２４６の上に位置付けられる。後方プレート２４０内の液体燃料チャネル２４６は、断熱層２４９を含むことができる。液体燃料噴射点２４５は、中心軸２００と同心にあり、翼形部６１０の後縁６２０のほぼ中心で環状旋回容積２５５内の液体燃料を噴射するように位置付けることができる。例示的な配列では、６つの液体燃料噴射点２４５が、装着面２４２の周囲に円周方向に等距離で設けられる。各液体燃料噴射点２４５は、液体燃料送出チャネル２４７用のネジ２５３に取り付ける円錐形の噴霧器２４８を含む先端部２５２を備える。噴霧器２４８は、装着面２４２に垂直な軸方向の空気流に液体燃料を噴霧する。
【００５９】
図７は、本発明のノズルの実施形態の独立燃焼ゾーンを確立する空気流及び燃料空気流を描いた、本発明の燃焼器のヘッドエンドの断面図を示す。前述のように、図５−７を参照すると、大型単一半径方向ノズルを組み入れた本発明の燃焼器は、３つの独立燃焼ゾーンを提供する。パイロットガスノズル１５０は、パイロット燃焼ゾーンＺ１を生成する。保炎器燃焼ゾーンＺ２は、中心保炎器１６０内のＶ字溝２９０を越えて通るデスワーラ２８０から軸流によって生成される。主燃焼ゾーンＺ３は、中心保炎器１６０の内部バーナー管３００と外部保炎器１７０の外部バーナー管１７５との間から主燃焼チャンバ１１４に流れる燃料空気混合気によって生成される。
【００６０】
ディフューザ１１６からの空気流は、入口プレナム１１７に流入する。主旋回ベーン２５０は、燃焼器用の入口プレナム１１７からの流入空気のための流路６６０を確立する。ノズルに入る空気の約９５パーセントは、主旋回ベーン２５０の間を流れる。翼形部６１０から噴射された外部主ガス及び装着面２４２上の噴射点６９０から噴射された内部主ガス、及び／又は噴霧器２４８から噴射された液体燃料を有する流入空気は、翼形部６１０によって導かれ、環状旋回容積２５５（旋回ベーンと中心ハブとの間の容積）を通って反時計回り方向（燃焼端部から見て）に旋回される。環状旋回容積２５５内では、連続旋回により空気と燃料が更に混合される。
【００６１】
中心ハブ２６０は、ノズルの中心軸２００上に中心がある外部切頭円筒状円錐面を含み、中心保炎器１６０内に立ち上がったときに、主旋回ベーンから円周方向に流れる燃料空気混合気に対する流れ抵抗を最小にする。中心ハブ２６０は、後方プレート２４０の装着面２４２から立ち上がり内側に凹面状に傾斜した平滑面を形成し、中心保炎器１６０の半径方向及び軸方向支持部を形成する。具体的には、その切頭上流範囲において、中心ハブ２６０は中心保炎器１６０の外部環状支持レッジ２７３を提供する。中心ハブ２６０の内面２６３は、ガスパイロットノズル１５０を収容するキャビティ１６５を定め、ガスパイロットノズル１５０への空気の内部流路を含む。中心ハブの内面２６３は、中心保炎器１６０用の内部環状装着レッジ２７４を更に含む。
【００６２】
後方プレート内の一連の内部通路は、エンドカバー内の外部主ガスギャラリーから旋回ベーンまでの外部主ガス用通路と、後方プレートの装着面上のガス噴射器までのエンドカバー内の内部主ガスギャラリー用通路と、エンドカバー内の液体燃料送出進入部から後方プレートの装着面上の噴霧器までの液体燃料用の通路と、後方プレートの円周方向外縁から半径方向ノズル中心／コアに対する冷却及びパイロット予混合空気用の中心キャビティまでの空気通路とを含む。
【００６３】
後方プレート２４０の装着面２４２上の内部主ガス噴射器先端６９５への内部主ガス用の内部通路６８０は、ガス噴射器先端６９５に対するガス流量を制御するため各通路内にオリフィス６８５を含むことができる。後方プレート２４０の外部円周方向表面２５７は、中心キャビティ２６５に対し内向きに向けられた複数の半径方向供給孔２７５を含み、冷却空気及びパイロット予混合空気の流れを中心キャビティ２６５に供給する。外部主ガス２７０、内部主ガス６８０、及び液体燃料２４７用の後方プレート内の軸方向通路は、種々の半径方向供給孔２７５間の円周方向位置に置かれる。
【００６４】
中心保炎器１６０は、中心ハブ２８５、中心キャビティ２７８、デスワーラ２８０、及び複数のＶ字溝２９０、内部バーナー管３００並びに支持タワー２９５を含むことができる。
【００６５】
主旋回ベーン２５０の間からの空気流は環状旋回容積２５５内の回転流に強制的に送り込まれるので、出口経路だけが下流側にある。主半径方向スワーラ２４０内で旋回された燃料空気混合気の約３０パーセントが中心保炎器１６０に入る。中心保炎器１６０は、主半径方向スワーラ２４０の中心ハブ２６０の上に位置する支持タワー３５０を含む。支持タワー３５０は、中心ハブ２６０の円筒支持ハブの外部支持レッジ２７３及び内部支持レッジ２７４と組み合わせて、中心保炎器１６０用の軸方向及び半径方向支持部を提供する。支持タワー３００の支持アーム３５５は、外部支持レッジ２７３及び内部支持レッジ２７４上に着座する。支持タワー２９５及び中心ハブ２８５内の中心キャビティ２８０は、ガスパイロットノズル１５０を受け入れることができる。
【００６６】
図８を参照すると、支持タワー２９５の上には、デスワーラ２８０と、同心状にハブが装着された円錐型Ｖ字溝保炎器パックが位置する。デスワーラ２８０は、中心ハブ２８５と内部バーナー管２９５との間に複数の環状区画３４５を含む。環状区画３４５は、燃料空気混合気の上流側入口３４７及び下流側出口３４８で開いている。半径方向ベーン３６０は、各個々の環状区画３４５間に設けられ、中心ハブ２８５から内部バーナー管２９５に延びる。各半径方向ベーン３６０は、上流側入口３４７における幾分平坦な傾斜から環状区画３４５の下流側出口３４８における急傾斜にまで湾曲する。上流側入口における平坦な軸方向傾斜は、主半径方向スワーラ１４０の主旋回ベーン２５０から燃料空気混合気の旋回している円周方向流れの受け入れに対応する。主半径方向スワーラ１４０の環状旋回容積２５５からの燃料空気混合気の約３０パーセントは、デスワーラ２８０の環状区画３４５に流入する。半径方向ベーン３６０の変化する傾斜は、円周方向流れを各個々の環状区画３６０から出る軸方向配向流れに再配向する。再配向された軸方向流れは、前述のように中心再循環ゾーン（ＣＲＺ）の通気を行う。
【００６７】
図３Ｂ及び図８を参照すると、中心ハブ２８５の環状先端３８０は、平面Ｉを形成する。内部バーナー管２９５の環状先端は、平面ＩＩを形成する。平面Ｉは平面ＩＩの下流側にある。これらの下流側端部にあるデスワーラ２８０の半径方向ベーン３６０は、約３０パーセントの傾斜で立ち上がる、中心ハブ２８５の環状先端３８０と内部バーナー管３００の先端３８５との間で傾斜エッジを形成する。
【００６８】
Ｖ字溝２９０は、各半径方向ベーン３６０の下流側端部に設けられる。Ｖ字溝２９０は、下流側に面する開放端部３７６を有するＶ字形要素３７５を含む。Ｖ字形要素３７６の頂点３７７は、半径方向壁３６０の下流側縁部に沿って且つ内部バーナー管３００の先端３８５を通り中心ハブの環状先端３８０に取り付けられ、該先端を通って延びる。
【００６９】
外部保炎器１７０は、上流側端部で広がり、主スワーラと組み合わせるための環状座面を形成する、ほぼ円筒状の外部バーナー管１７５を含む。円筒管は、中心保炎器１６０を越えて燃焼チャンバを半径方向に囲み且つこれに向かって延びる。外部バーナー管１７５の下流側端部１９０が強化される。レッジ１９５は、燃焼器の円錐ドーム１１１（図２）と係合する座面を提供する。外部バーナー管１７５の環状座面１８０は、その上流側端部で半径方向外向きに広がる。座面１８０は、主半径方向スワーラ１４０の主スワーラ２５０上にルーフを形成し、これによって主半径方向スワーラ１４０から下流側流路４０２及び４０５への燃料空気混合気の出口経路を制限する。座面１８０は、翼形部上の各ネジ穴に１つのボルトがある、複数のボルトを有する主旋回ベーンの各翼形部の上部に取り付けることができる。主半径方向スワーラ１４０から燃焼空間への燃料空気混合気の残りの７０パーセントの流れ４０５のために、環状空間が中心保炎器１６０の内部バーナー管２９５と外部保炎器１７０の外部バーナー管１７５との間に形成される。
【００７０】
図８は、本発明の大型単一半径方向ノズルの実施形態の中心保炎器、ガスパイロットアニュラス、及び中心カートリッジを示す。入口空気プレナムからの流入空気の残りの５パーセントの空気流路は、後方プレート２４０の円周方向エッジ２５７から複数の半径方向進入部２７５（実施形態では１２）を通ってノズル１４０の中心キャビティ２６０に供給する。
【００７１】
着火、燃焼器ターンダウンを達成し安定性を改善する手段として、中心ガスパイロットノズル１５０が上流側の最小直径端部の円錐保炎器容積の内側に配置される。ガスパイロットノズル１５０は、点火装置／火炎検出器及び液体ガスパイロットを含むことができる中心カートリッジ１５５を提供する。
【００７２】
主半径方向スワーラ１４０に対する後方プレート２４０の円周方向表面２５７内の半径方向フロー孔２７５を通って入る半径方向ノズルへの空気流のほぼ５パーセントは、内部で分割される。この空気の約８０パーセントは、中心ハブの中心キャビティ２６５の内壁とガスパイロットノズル１５０の環状シェル８１０の外面８１２との間の空気供給アニュラスを通って環状軸方向旋回ガスパイロット予混合器８５５に向けて前方に流れる。空気の残りの部分は、環状シェル８１０内の複数の半径方向供給孔８７５を通って、液体パイロット噴霧並びに中心カートリッジ先端の冷却及びパージに用いる中心カートリッジに流れる。
【００７３】
図９Ａ及び９Ｂは、本発明の大型単一半径方向ノズルの実施形態のガスパイロットノズルのノズル本体を示す。
【００７４】
ガスパイロットノズル１５０は、エンドカバープレート２０５を通ってノズル１４０の中心キャビティ２０３に後装荷することができる、環状シェル８１０を備えた本体８０５を含む。環状シェル８１０は、その前方表面８１７をエンドカバー２０５の中心キャビティ２０３内の着座レッジ２１０に装着するために複数のボルト孔８１６を有する後部フランジ８１５をその後端部に含む。後部フランジ８１５はまた、中心カートリッジ１５５の挿入用の中心孔８１８を備え、且つ中心キャビティの周りの後方表面８２０上に隆起面８１９を含み、ガスパイロット後部フランジ８１５に中心カートリッジ１５５をボルト留めするためのネジ穴８２１を組み入れている。後部フランジ８１５はまた、ガスパイロット動作用のパイロットガス燃料供給装置に接続する進入部２３０を備える。
【００７５】
ガスパイロットノズル本体８０５は、ノズル１２０の中心キャビティ２０３、２６５、２７８を通って中心保炎器１６０の円筒ハブ３７０に延びる。ガスパイロット環状シェル８１０は、後端部から前端部まで次第に先細になる。環状シェル８１０は、下側シェル８３５、テーパーシェル８４０、中心シェル８４５及びテーパーヘッド８５０を含む。
【００７６】
環状ガスパイロット空気流空間８６４はまた、円筒ハブ３７０の内壁３６８とテーパーシェル８４０及び中心シェル８４５の外面８４２、８４７を有する支持タワー２９５の内壁２９６との間に定められる。後方プレート２４０内の中心半径方向供給孔２７５の内部半径方向端部２７７からの空気は、ガスパイロット空気流空間８６４に入り、軸方向旋回ガスパイロット予混合器８５５に前方軸方向に流れる。
【００７７】
パイロットガス燃料用の後部フランジ８１５内の進入部２３０は、環状シェル８１０内に内部パイロットガス燃料キャビティ８６２を提供する。下側シェル８３５内の内部パイロットガス燃料キャビティ８４２は、環状シェル８１０の内壁と中心カートリッジ１５５の外面８７２との間の環状パイロットガス空間８６６にパイロットガス燃料を供給する。テーパーヘッド８５０は、円筒ハブ３７０に近接近して延びて、テーパー環状ヘッド８５０の外面８３０と円筒ハブ３７０の内面３６８との間にガスパイロットアニュラス８２５を形成する。複数のパイロットガス燃料孔８６０は、パイロットガス燃料噴射点を提供する隣接軸方向混合ベーン８５７間の上流側入口で環状シェルを通って半径方向に延びる。中心シェル８４５の前方部分は、空気流空間８６４の下流側に移動するガスパイロット燃料及び空気を混合するために外面８４７上の翼形部の全体形状において複数の軸方向混合ベーン８５７を収容し、これによって環状軸方向旋回ガスパイロット予混合器８５５を構成する。
【００７８】
中心カートリッジ１５５は、後方フランジ２２４上に装着された円筒体４０５を含む。中心カートリッジ１５５は、ガスパイロットノズル本体８０５の中心キャビティ２０３に挿入され、後方フランジ２２４を通って隆起した後方表面８２０上にボルト留めされる。後方フランジ２２４は、点火装置及び火炎検出器２３６に対してその円周方向表面上に接続するための軸方向進入部と、液体パイロット燃料用の半径方向進入部２３２と、空気用の半径方向進入部２３４とを提供する。中心カートリッジ１５５は、ノズルの中心軸２００と位置合わせされる。
【００７９】
図１０は、本発明のノズルの実施形態の中心カートリッジ１５５の軸方向先端部断面図を示す。中心カートリッジ１５５は、カートリッジ壁８７２内及び端部先端８８５の傍の下流側端部で半径方向に囲まれる。点火装置８７５は、中心カートリッジフランジ２２４から端部先端８８５に軸方向に延びる。液体燃料パイロット８８０は、中心カートリッジフランジ２２４から端部先端８８５に延びる。空気キャビティ８７３は、中心カートリッジ内で用いるための空気を受ける。中心カートリッジへの空気は、後方プレート２４０内の半径方向供給孔２７５から入り、孔２７７を通ってパイロットノズル１５０と支持タワー２７０の内面３６８との間の空間８６４に出る。空間８６４に入る空気の一部は、点火装置８７５及び液体燃料パイロット８８０の周囲の空気キャビティを満たし且つ先端衝突シールド８６５に対して前方に延びるカートリッジ供給孔８７０を通って中心カートリッジ１５５に入る。先端衝突シールド８６５は、キャビティの上端部を密封し、複数の先端孔８６７（本発明の実施形態においては１８個の孔）を含む。先端衝突シールド８６５からの空気は、点火をサポートする点火装置８７５の下流側端部で環状空気チャネル８７６に導かれる。先端衝突シールド８６５からの空気はまた、液体燃料パイロット８８０上の熱シールド８８２の周囲の円錐アニュラス８８１に供給される。複数のオフセットブラスト孔８８３は、空気ブラスト噴霧器シュラウド８８４を通って提供される。液体パイロット燃料は、液体パイロット本体８９１内の円筒キャビティ８９０を通って提供される。先端におけるスピンチャンバ壁８９２の切頭円錐アニュラスは、液体燃料用に内部にスピンチャンバ８９３を定める。環状エアギャップ８９４は、断熱用の液体パイロット本体８９１の周囲に設けられる。環状エアギャップ８９４の周囲には、中心カートリッジ１５５のフランジ２２４内の空気補助供給装置に接続された空気補助アニュラス８９５が設けられる。空気補助アニュラス８９５内には、空気補助スワーラ８９６（実施形態では、８つの旋回ベーン８９７を含む）が配置される。旋回ベーン８９７は、スピンチャンバ８９３に導入された補助空気に対して旋回運動を与える。
【００８０】
図１１は、単一の大型半径方向ノズル９００用の中心保炎器の別の実施形態を示す。ここで保炎器９０５は、穿孔カップ９１０からなる。穿孔カップ９１０は、環状領域に由来する空気燃料混合気９５０の３０パーセント（約）が通過する、中心軸９１５の周りの複数の孔９２０からなり、一部はパイロットノズル９６０に由来するパイロット空気燃料混合気９５５と混合し、一部はこれらの孔９２０の出口で燃焼する。孔９２０は、コーナー分離を最小にするようにフィレット９３０を備える。シュラウド９４０は、流れをカップ内に導くためにカップ９１０の周囲に設けられる。カップ９２０の下側凸面端部９４５は、ガスパイロットノズル９６０からパイロット空気燃料混合気９５５を受けるように開放され共形にされる。従って、この場合には、放熱は３段階で起こる。第１の段階はパイロットゾーンである。第２の段階は、これらの孔９２０の出口で燃焼する空気燃料混合気であり、第３の段階は、穿孔カップ９２０を迂回する流れである。
【００８１】
上記では、多ノズル設計よりも優れた操作中の主要な改良点を提供するガスタービン燃焼器の単一大型半径方向ノズルを説明した。第１に、制御可能な外部主ガス燃料噴射路及び内部主ガス燃料噴射路と併せて、ノズル予混合器設計、特に円錐デスワールＶ字溝保炎器によって提供されたノズル内燃焼ステージングは、この設計の固有の態様である。この態様は、複数のノズル（燃焼器につき）を１つのノズルに置き換えることを可能にし、結果として主なコスト及び部品点数の削減をもたらす。第２に、燃焼ダイナミックス／振動低減は、燃料輸送回数のスミアアウトによってもたらされ、チャンバ内の放熱は新規の方法である。この固有の特性は更に、ハードウェアを修正又は交換する必要もなく広範囲の燃料を燃焼可能にすることができる。最後に、燃焼器のヘッドエンド設計と、圧力を回復する環状ドームディフューザを生成し、同時に別個の冷却空気源の導入を必要とせずにライナのドームの背面を対流的に冷却する際にノズルが燃焼器ドームに統合される方法とは、機能性と共に簡素化を向上させることができる。
【００８２】
現在では、本発明のノズルは、ＧＥ９ＦＢ高出力産業用エンジンの大きさにされているが、ほとんどのあらゆる燃焼器環状設計（例えば、７Ｈ、９Ｈ、７ＦＢ、７ＦＡ、９ＦＡ、６Ｃ、その他）で機能させるような大きさに拡大又は縮小することができる。本設計は、既存のパッケージに組み込むことができ、又は、新しい製品提供として導入することができる。
【００８３】
本発明の幾つかの特徴のみを本明細書において図示し説明してきたが、当業者であれば、多くの修正及び変更を想起するであろう。従って、添付の請求項は、本発明の真の精神の範囲内に入る全ての修正及び変更を包含することが意図される点を理解されたい。
【図面の簡単な説明】
【００８４】
【図１】複数ノズルを有する従来技術の燃焼器を示す図。
【図２】本発明の大型単一半径方向ノズル燃焼器を含む、本発明の燃焼器の実施形態を示す図。
【図３Ａ】本発明の大型単一半径方向ノズル構造の実施形態の内部構造を示す等角切り欠き図。
【図３Ｂ】本発明の大型単一半径方向ノズル構造の実施形態の内部構造を示す軸方向断面図。
【図４】本発明の大型単一半径方向ノズルの実施形態のエンドカバープレートの供給端部図。
【図５】本発明の大型単一半径方向ノズルの実施形態のエンドカバー及び後方プレートの燃料ギャラリー及び燃料進入部を示す図。
【図６Ａ】本発明の大型単一半径方向ノズルの実施形態の主半径方向スワーラの等角図。
【図６Ｂ】本発明の大型単一半径方向ノズルの実施形態の主半径方向スワーラ上の主旋回ベーンの詳細図。
【図６Ｃ】本発明の大型単一半径方向ノズルの実施形態の主半径方向スワーラの正面図。
【図６Ｄ】本発明の大型単一半径方向ノズルの実施形態の主半径方向スワーラの主旋回ベーン及び中心ハブを通る断面図。
【図６Ｅ】本発明の大型単一半径方向ノズルの実施形態の主半径方向スワーラの後方プレート及び中心ハブを通る断面図。
【図７】本発明の大型単一半径方向ノズルの実施形態の空気流及び独立燃焼ゾーンを描く、本発明の燃焼器のヘッドエンドの断面図。
【図８】本発明の大型単一半径方向ノズルの実施形態の中心保炎器、ガスパイロットアニュラス、及び中心カートリッジを示す図。
【図９Ａ】本発明の大型単一半径方向ノズルの実施形態のガスパイロットノズルのノズル本体を示す図。
【図９Ｂ】本発明の大型単一半径方向ノズルの実施形態のガスパイロットノズルのノズル本体を示す図。
【図１０】本発明の大型単一半径方向ノズルの実施形態のデュアル燃料中心カートリッジの軸方向断面図。
【図１１】本発明の大型単一半径方向ノズルの保炎器カップの別の実施形態を示す図。
【符号の説明】
【００８５】
１０  ガスタービン
１２  圧縮機
１４  燃焼器
１６  タービンブレード
１８  移行ダクト
２０  スパークプラグ
２２  火炎伝播管
２４  燃焼ケーシング
２６  タービンケーシング
２８  ボルト
３０  エンドカバー組立体
３２  燃料ノズル組立体
３４  フロースリーブ
３６  移行ダクトの外壁
３８  ライナ
３９  ストラット
４２  燃焼ライナキャップ組立体
４４  アパーチャ
４６  予混合管
４７  前方プレート
４８  浮動カラー
４９  後方プレート
５０  燃料スワーラ
５２  後方供給セクション
５４  前方送出セクション
６６  半径方向燃料噴射器
６９  予混合ゾーン
７０  燃焼チャンバ
１００  缶アニュラ型デュアル燃料燃焼器
１０５  燃焼ケーシング
１０６  フロースリーブ
１１０  燃焼器ライナ
１１１  円錐ドーム
１１２  延伸部
１１３  外部バーナー管
１１４  主燃焼チャンバ
１１５  環状空間
１１６  ディフューザ
１１７  入口プレナム
１１８  フェアリング
１２０  希薄予混合半径方向流入マルチアニュラ多段ノズル（大型単一半径方向ノズル）
１３０  エンドカバー組立体
１３５  後面
１３８  前面
１４０  主半径方向スワーラ
１５０  ガスパイロットノズル
１５５  中心カートリッジ
１６０  中心保炎器
１７０  外部保炎器
１７５  外部バーナー管
１７８  バーナー管の下流側端部
１７９  支持レッジ
１８０  ベースセクション
１８３  ボルト
１８５  主外部ガス供給装置
１９０  主内部ガス供給装置
１９５  液体ガス供給装置
２００  中心軸
２０１  後部セクション
２０２  前部セクション
２０３  中心キャビティ
２０４  前方表面
２０５  エンドカバープレート
２０６  燃焼器ボルト孔
２０７  外部円周方向表面
２０８  パイロット孔
２０９  ボルト孔
２１０  ガスパイロットノズル座面
２１２  ガスパイロットノズルフランジ
２１４  ガスパイロットノズル後部フランジボルト
２１５  主要外部ガス進入部
２２０  主要内部ガス進入部
２２３  中心カートリッジ
２２４  中心カートリッジフランジ
２２５  中心カートリッジフランジボルト
２３０  ガスパイロット接続部
２３２  液体燃料パイロット接続部
２３４  空気補助接続部
２３６  点火装置／火炎検出器接続部
２４０  後方プレート
２４１  ベース表面
２４２  装着面
２４３  液体燃料供給進入部後部
２４４  主液体燃料ギャラリー
２４５  液体燃料噴射点
２４６  液体燃料送出進入部エンドカバー
２４７  液体燃料送出進入部後方プレート
２４８  噴霧器
２４９  絶縁ライニング
２５０  旋回ベーン
２５２  燃料先端部
２５５  環状旋回容積
２５７  後方プレートの円周方向縁部
２６０  中心ハブ
２６３  内面
２６５  中心キャビティ
２７０  円筒支持ハブ
２７３  外部支持レッジ
２７４  内部装着レッジ
２７５  半径方向空気通路
２７７  出口
２７８  中心キャビティ
２８０  デスワーラ
２８５  中心ハブ
２９０  Ｖ字溝パック
２９５  支持タワー
２９６  支持タワーの内壁
３００  内部バーナー管
３１０  主要外部ガスギャラリー
３１１  内壁
３１２  外壁
３１５  上端部
３１７  内壁
３１８  外壁
３１９  上端部
３３０  主内部ガスギャラリー
３４５  環状区画
３４７  環状区画の入口
３４８  環状区画の下流側出口
３５０  円筒支持タワー
３５５  支持アーム
３６０  半径方向ベーン
３６５  内部バーナー管壁
３６６  内壁
３６８  円筒ハブの内壁
３７０  円筒ハブ
３７１  凹部
３７２  ボルト孔
３７５  Ｖ字形要素
３７６  開放端部
３７７  頂点
３８０  環状先端
３８１  第１の凹部
３８２  第２の凹部
３８３  第３の凹部
３８５  先端内部バーナー管の先端
３９０  傾斜エッジ
４００  ディフューザからの空気流
４０１  入口プレナムから主半径方向スワーラへの空気流
４０２  中心保炎器ゾーンへの流れ
４０５  主ゾーンへの流れ
６０５  円周方向予混合空間
６１０  翼形部
６１５  前縁
６２０  後縁
６２５  軸
６３０  鋭角
６３５  半径
６４０  噴射点を有する側面
６４２  噴射点がない側面
６４５  底面
６５０  上面
６５５  主外部ガス燃料噴射点
６５７  主外部ガス燃料噴射孔
６６０  空気流
６６５  燃料キャビティ
６７０  ネジ穴
６８０  主内部ガス噴射進入部
６８５  オリフィス
６９０  噴射点
６９５  主内部ガス噴射点
８０５  本体
８１０  環状シェル
８１５  後部フランジ
８１６  ボルト孔
８１７  前方座面
８１８  中心孔
８１９  隆起表面
８２０  後方表面
８２１  ネジ穴
８２５  ガスパイロットアニュラス
８３０  外面
８３５  下側シェル
８３６  下側シェルの外面
８４０  テーパーシェル
８４２  テーパーシェルの外面
８４５  中心シェル
８４７  外部軸方向表面
８５０  テーパーヘッド
８５２  テーパーヘッドの外面
８５５  ガスパイロット予混合器
８５７  混合ベーン
８６０  パイロット気体孔
８６２  内部パイロットガス燃料キャビティ
８６４  ガスパイロット空気流空間
８６５  先端衝突シールド
８６６  先端孔
８７０  カートリッジ供給孔
８７２  中心カートリッジの外面
８７３  空気キャビティ
８７５  点火装置
８８０  液体燃料パイロット
８８１  円錐アニュラス
８８２  熱シールド
８８３  オフセットブラスト孔
８８４  空気ブラスト噴霧器シュラウド
８８５  端部先端
８９０  円筒状燃料キャビティ
８９１  液体パイロット本体
８９２  スピンチャンバ壁
８９３  スピンチャンバ
８９４  環状エアギャップ
８９５  空気補助アニュラス
８９６  空気補助スワーラ
９００  大型単一半径方向ノズル
９０５  中心保炎器
９１０  穿孔カップ
９１５  中心軸
９２０  孔
９３０  フィレット
９４０  シュラウド
９４５  内部バーナー管壁
９５０  中心保炎器に入る３０パーセント燃料空気混合気
９５５  パイロット空気燃料混合気
９６０  パイロットノズル
【図１】
2009109180.tif 000003
【図２】
2009109180.tif 000004
【図３Ａ】
2009109180.tif 000005
【図３Ｂ】
2009109180.tif 000006
【図４】
2009109180.tif 000007
【図５】
2009109180.tif 000008
【図６Ａ】
2009109180.tif 000009
【図６Ｂ】
2009109180.tif 000010
【図６Ｃ】
2009109180.tif 000011
【図６Ｄ】
2009109180.tif 000012
【図６Ｅ】
2009109180.tif 000013
【図７】
2009109180.tif 000014
【図８】
2009109180.tif 000015
【図９Ａ】
2009109180.tif 000016
【図９Ｂ】
2009109180.tif 000017
【図１０】
2009109180.tif 000018
【図１１】
2009109180.tif 000019