特許 6840229 ガスタービンエンジン燃焼器用の中央パイロット燃料噴射を備えるパイロットバーナアセンブリ

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】6840229

(24)【登録日】2021年2月18日

(45)【発行日】2021年3月10日

(54)【発明の名称】ガスタービンエンジン燃焼器用の中央パイロット燃料噴射を備えるパイロットバーナアセンブリ

(51)【国際特許分類】

   F23R 3/14 20060101AFI20210301BHJP

【ＦＩ】

   F23R3/14

【請求項の数】11

【全頁数】16

(21)【出願番号】特願2019-515542(P2019-515542)

(86)(22)【出願日】2017年9月19日

(65)【公表番号】特表2019-532247(P2019-532247A)

(43)【公表日】2019年11月7日

(86)【国際出願番号】EP2017073672

(87)【国際公開番号】WO2018054918

(87)【国際公開日】20180329

【審査請求日】2019年3月19日

(31)【優先権主張番号】16189714.5

(32)【優先日】2016年9月20日

(33)【優先権主張国】EP

【前置審査】

(73)【特許権者】

【識別番号】517291346

【氏名又は名称】シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト

【氏名又は名称原語表記】Ｓｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ

(74)【代理人】

【識別番号】100114890

【弁理士】

【氏名又は名称】アインゼル・フェリックス＝ラインハルト

(74)【代理人】

【識別番号】100098501

【弁理士】

【氏名又は名称】森田 拓

(74)【代理人】

【識別番号】100116403

【弁理士】

【氏名又は名称】前川 純一

(74)【代理人】

【識別番号】100134315

【弁理士】

【氏名又は名称】永島 秀郎

(74)【代理人】

【識別番号】100135633

【弁理士】

【氏名又は名称】二宮 浩康

(74)【代理人】

【識別番号】100162880

【弁理士】

【氏名又は名称】上島 類

(72)【発明者】

【氏名】ティモシー ドルマンズリー

(72)【発明者】

【氏名】ジム ロジャーソン

【審査官】 高吉 統久

(56)【参考文献】

【文献】 英国特許出願公開第０２４５４２４７（ＧＢ，Ａ）

【文献】 特開２０１４−２０２４６５（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開２０００−３５６３１５（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開平１１−３３７０６９（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特表２００９−５２７７２１（ＪＰ，Ａ）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｆ２３Ｒ ３／１４

Ｆ２３Ｒ ３／３４

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

ガスタービンエンジン（１０）内の燃焼室（２８）用のパイロットバーナアセンブリ（１）であって、
燃焼のためのパイロット燃料を提供するように適合された複数のパイロット燃料噴射孔（２）を有するバーナヘッド面（６２）を含むパイロットバーナ（６０）であって、前記バーナヘッド面（６２）は中心（６５）および前記中心（６５）を通過する軸線（３５）を有する、パイロットバーナ（６０）と、
主燃料と空気との回転する混合物を生成するように適合されたラジアルスワーラ（７０）であって、該ラジアルスワーラ（７０）は、前記バーナヘッド面（６２）の前記中心（６５）の周りに周方向および半径方向に配置された複数のスワーラベーン（７２）を有し、該スワーラベーン（７２）は、バーナ領域（６４）を規定する、半径方向内側の薄い端部（７４）を有し、前記バーナ領域（６４）は、前記バーナヘッド面（６２）の前記中心（６５）と同心状である、ラジアルスワーラ（７０）と、
を備える、パイロットバーナアセンブリ（１）において、
前記バーナヘッド面（６２）における前記各パイロット燃料噴射孔（２）は、前記バーナヘッド面（６２）の前記中心（６５）からの前記パイロット燃料噴射孔（２）の距離（３）が、前記バーナヘッド面（６２）の前記中心（６５）を前記バーナ領域（６４）のエッジ（６６）に接続する、前記パイロット燃料噴射孔（２）を通過する直線（９９）に沿って測定したときに、前記バーナヘッド面（６２）の前記中心（６５）からの前記バーナ領域（６４）の前記エッジ（６６）の距離（４）の５０％以下であるように、前記バーナ領域（６４）内に配置されており、
前記パイロット燃料噴射孔（２）のそれぞれは、半径方向外方の方向（８８）の中心線を有して、燃料の大部分の方向を、少なくとも最初は、前記方向（８８）に向け、
前記ラジアルスワーラ（７０）からの流れと前記パイロット燃料噴射孔（２）からの流れとによって、前記バーナ領域（６４）の中央に再循環ゾーン（９５）が形成され、
前記パイロット燃料は、前記再循環ゾーン（９５）へ直に噴射される
ことを特徴とする、パイロットバーナアセンブリ（１）。

【請求項2】

前記バーナヘッド面（６２）の前記中心（６５）からの前記パイロット燃料噴射孔（２）の前記距離（３）は、前記バーナヘッド面（６２）の前記中心（６５）からの前記バーナ領域（６４）の前記エッジ（６６）の前記距離（４）の３０％以下である、請求項１記載のパイロットバーナアセンブリ（１）。

【請求項3】

前記バーナヘッド面（６２）の前記中心（６５）からの前記パイロット燃料噴射孔（２）の前記距離（３）は、前記バーナヘッド面（６２）の前記中心（６５）からの前記バーナ領域（６４）の前記エッジ（６６）の前記距離（４）の１５％以下である、請求項１または２記載のパイロットバーナアセンブリ（１）。

【請求項4】

前記バーナヘッド面（６２）の前記中心（６５）からの前記パイロット燃料噴射孔（２）の前記距離（３）は、前記バーナヘッド面（６２）の前記中心（６５）からの前記バーナ領域（６４）の前記エッジ（６６）の前記距離（４）の５％以上である、請求項１から３までのいずれか１項記載のパイロットバーナアセンブリ（１）。

【請求項5】

前記バーナヘッド面（６２）の前記中心（６５）からの前記パイロット燃料噴射孔（２）の前記距離（３）は、前記バーナヘッド面（６２）の前記中心（６５）からの前記バーナ領域（６４）の前記エッジ（６６）の前記距離（４）の１０％以上である、請求項１から４までのいずれか１項記載のパイロットバーナアセンブリ（１）。

【請求項6】

前記バーナ領域（６４）は円形である、請求項１から５までのいずれか１項記載のパイロットバーナアセンブリ（１）。

【請求項7】

前記半径方向外方（８８）は、前記バーナヘッド面（６２）に対して３０度〜９０度、特に３０度〜６０度の角度（５）を形成している、請求項１から６までのいずれか１項記載のパイロットバーナアセンブリ（１）。

【請求項8】

前記複数のパイロット燃料噴射孔（２）は、少なくとも、第１のパイロット燃料噴射孔（６）および第２のパイロット燃料噴射孔（７）を含み、前記各第１のパイロット燃料噴射孔（６）および第２のパイロット燃料噴射孔（７）は、前記パイロット燃料を前記バーナヘッド面（６２）に対して異なる角度（５８，５９）で前記半径方向外方（８８）へ提供するように適合されている、請求項１から７までのいずれか１項記載のパイロットバーナアセンブリ（１）。

【請求項9】

前記パイロット燃料噴射孔（２）は、二次元配列で配置されている、請求項１から８までのいずれか１項記載のパイロットバーナアセンブリ（１）。

【請求項10】

ガスタービンエンジン（１０）用の燃焼器アセンブリ（１００）であって、
長手方向軸線（３５）を有する燃焼室（２８）と、
請求項１から９までのいずれか１項記載のパイロットバーナアセンブリ（１）と、を備え、該パイロットバーナアセンブリ（１）は、前記燃焼室（２８）の前記長手方向軸線（３５）がバーナヘッド面（６２）の中心（６５）と一致するように配置されており、前記長手方向軸線（３５）に沿って、パイロットバーナ（６０）と、ラジアルスワーラ（７０）と、前記燃焼室（２８）とが、直列に配置されている、
ガスタービンエンジン（１０）用の燃焼器アセンブリ（１００）。

【請求項11】

請求項１から９までのいずれか１項記載のパイロットバーナアセンブリ（１）を有する少なくとも１つの燃焼器アセンブリ（１００）を備える、ガスタービンエンジン（１０）。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本技術は、一般にガスタービンエンジンの燃焼器用のバーナに関し、より詳細には、ガスタービンエンジンの燃焼器用のパイロットバーナアセンブリに関する。

【背景技術】

【0002】

ガスタービンエンジン燃焼器において、燃料が燃焼され、これにより、高温の加圧された排ガスを発生し、この排ガスは、次いで、タービン段に供給され、タービン段において、排ガスは、膨張しかつ冷却されながら、運動量をタービンブレードへ伝達し、これにより、タービンロータに回転運動をさせる。次いで、タービンロータの機械的動力を、電力を発生する発電機を駆動するためにまたは機械を駆動するために使用することができる。しかしながら、燃料の燃焼は、排ガス中に多くの望ましくない汚染物質を生み出し、汚染物質は、環境にダメージを与える可能性がある。したがって、一般的に、汚染物質をできるだけ少なく保つことが望まれる。汚染物質の１つの種類は窒素酸化物（ＮＯｘ）である。

【0003】

今日のガスタービンエンジン燃焼器、例えば、ドライ・ロー・エミッション（ＤＬＥ）燃焼器における燃焼は、例えば幾つかのＤＬＥ燃焼器において、燃焼器の異なる位置および異なる作動段において供給されるパイロット燃料および主燃料を使用することによって、開始および維持され、パイロット燃料のパーセンテージスプリットは、全負荷において約４％であり、主に空気対燃料比が増大するにつれて燃焼ダイナミクスおよび消炎を防止するために、部分負荷において増大する。しかしながら、パイロット燃料は、予混合されていないおよび／または部分的に予混合されたモードにおいて、バーナ面の近くで燃焼することがあり、高いレベルのサーマルＮＯｘを発生することがある。したがって、エミッション、特にＮＯｘを減らす技術を提供することが望まれている。

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0004】

したがって、本開示の目的は、エミッション、特にＮＯｘを減らす技術を提供することである。

【課題を解決するための手段】

【0005】

上記目的は、本技術の請求項１記載のパイロットバーナアセンブリ、請求項１１記載のこのようなパイロットバーナアセンブリを具備する燃焼器アセンブリ、および請求項１２記載の少なくとも１つのこのような燃焼器アセンブリを有するガスタービンエンジンによって達成される。本技術の有利な実施形態は、従属請求項に提供されている。

【0006】

本技術の第１の態様では、ガスタービンエンジン内の燃焼室用のパイロットバーナアセンブリが提供される。パイロットバーナアセンブリは、パイロットバーナおよびラジアルスワーラを有している。パイロットバーナはバーナヘッド面を有している。バーナヘッド面に、複数のパイロット燃料噴射孔が存在しかつ開放している。以下では孔とも呼ばれるパイロット燃料噴射孔は、燃焼のために燃焼室内へパイロット燃料を提供する。バーナヘッド面は中心を有する。ラジアルスワーラは、燃焼室において主燃料と空気との回転する混合物を生じる。ラジアルスワーラは複数のスワーラベーンを有する。スワーラベーンは、バーナヘッド面の中心に関してバーナヘッド面の周囲に周方向に配置されており、バーナヘッド面の中心の周囲に半径方向に配置されている。スワーラベーンは、半径方向内側の薄い端部を有している。バーナヘッド面の中心の周囲に位置付けられた薄い端部は、集合的にバーナヘッド面におけるバーナ領域を規定している。バーナ領域は、バーナヘッド面の中心と同心状であり、すなわち、バーナヘッド面の中心がバーナ領域の中心でもある。

【0007】

本技術のパイロットバーナアセンブリでは、バーナヘッド面における各パイロット燃料噴射孔は、バーナヘッド面の中心からのパイロット燃料噴射孔の距離が、バーナヘッド面の中心をバーナ領域のエッジと結びかつパイロット燃料噴射孔を通過する直線に沿って測定したとき、バーナヘッド面の中心からのバーナ領域のエッジの距離の５０％以下であるように、バーナヘッド面上で、バーナ領域内に位置付けられている。中心からのパイロット燃料噴射孔の距離は、孔の幾何学的中心からまたはバーナヘッド面の中心から最も遠いパイロット燃料噴射孔境界のエッジ上の１つの点から測定されてもよい。

【0008】

中央領域内におけるまたはバーナヘッド面の中心の近くへのパイロット燃料噴射孔の配置の結果、すなわち、このアセンブリにおける孔が中央に位置付けられているので、パイロット燃料は、主にガスタービンエンジンの作動の部分負荷条件において、燃焼室内のバーナヘッド面の近くの再循環された高温生成ガス内へ噴射され、これにより、エミッションの低減、主に再燃焼されたＮＯｘの低減（炭化水素ラジカルとの相互作用によるＮＯｘの破壊）が生じる。パイロット燃料が低酸素領域へ噴射され、これによりパイロット燃料がより低温で燃焼するので、さらなる改善が生じる。燃焼プロセスのさらに後で、このパイロットバーナアセンブリを使用して、ガスタービンエンジンの作動中に燃焼室の主火炎領域における酸素の高い流入によって、二次燃焼が達成されてもよい。低温の主火炎は、追加の熱と、パイロット燃料の再燃焼からの部分的に燃焼した生成物との存在によって、さらに安定化される。これにより、本技術のパイロットバーナアセンブリは、ＮＯｘを減らし、選択的に、主火炎の安定化を促進する。

【0009】

以下ではバーナアセンブリとも呼ばれる、パイロットバーナアセンブリの一実施形態では、バーナヘッド面の中心からのパイロット燃料噴射孔の距離が、バーナヘッド面の中心からのバーナ領域のエッジの距離の３０％以下である。これにより、孔は、バーナヘッド面の中心により近くなり、高温生成ガスの再循環が、燃焼室内でバーナヘッド面の近くの燃焼室の長手方向軸線の周囲のより希薄なまたはより小さなスペースに制限されているときでさえも、再循環された高温生成ガス内へパイロット燃料が噴射されることを保証する。

【0010】

バーナアセンブリの別の実施形態では、バーナヘッド面の中心からのパイロット燃料噴射孔の距離が、バーナヘッド面の中心からのバーナ領域のエッジの距離の１５％以下である。これにより、孔は、バーナヘッド面の中心にさらに近くなり、高温生成ガスの再循環が、燃焼室内でバーナヘッド面の近くの燃焼室の長手方向軸線の周囲のさらにより小さなスペースに制限されているときでさえも、再循環された高温生成ガス内へパイロット燃料が噴射されることを保証する。

【0011】

バーナアセンブリの別の実施形態では、バーナヘッド面の中心からのパイロット燃料噴射孔の距離は、バーナヘッド面の中心からのバーナ領域のエッジの距離の５％以上である。これにより、孔は、バーナヘッド面において中央に配置されているが、バーナヘッド面の中心には存在せず、再循環された高温生成ガス内への、噴射されたパイロット燃料のより良好な混合および分配を保証する。

【0012】

バーナアセンブリの別の実施形態では、バーナヘッド面の中心からのパイロット燃料噴射孔の距離は、バーナヘッド面の中心からのバーナ領域のエッジの距離の１０％以上である。これにより、孔は、バーナヘッド面において中央に配置されているが、バーナヘッド面の中心には存在せず、バーナヘッド面上のより大きな領域に孔が配置されており、これにより、バーナヘッド面における孔のより良好な分配、および再循環された高温生成ガス内への、噴射されたパイロット燃料のより良好な分配および混合を保証する。

【0013】

バーナアセンブリの別の実施形態では、バーナ領域は円形である。これは、スワーラベーンがバーナヘッド面に対称的にかつ円形に配置されているアセンブリの一実施形態を提供する。

【0014】

バーナアセンブリの別の実施形態では、各パイロット燃料噴射孔は、パイロット燃料を半径方向外方へ提供するように適応されている。これは、パイロット燃料が半径方向内方へ提供される現時点で公知のパイロットバーナに対するさらなる改良である。パイロット燃料を半径方向外方へ提供する結果、再循環された高温生成ガス内への、噴射されたパイロット燃料のより良好な分配および混合が保証される。

【0015】

バーナアセンブリの別の実施形態では、半径方向外方は、バーナヘッド面に対して３０度〜９０度、好適には３０度〜６０度の角度を形成している。これにより、ガスタービンエンジンの作動中に、再循環された高温生成ガスがバーナヘッド面との直接的な物理的接触を確立しないときでさえも、パイロット燃料は、再循環された高温生成ガス内へ、分配された形式で噴射される。噴射されたパイロット燃料の混合および分配が増大する。

【0016】

バーナアセンブリの別の実施形態では、複数のパイロット燃料噴射孔は、少なくとも、第１のパイロット燃料噴射孔および第２のパイロット燃料噴射孔を有している。第１および第２のパイロット燃料噴射孔のそれぞれは、バーナヘッド面に対して異なる角度でパイロット燃料を半径方向外方へ提供する。これにより、パイロット燃料を異なる角度で燃焼室内へ、ひいては再循環された高温生成ガス内へ噴射するために、異なる孔が使用され、これは、再循環された高温生成ガス内での、パイロット燃料の散らばった分配および混合を提供する。

【0017】

バーナアセンブリの別の実施形態では、パイロット燃料噴射孔は、二次元配列で、例えば、バーナヘッド面の中心の周囲に１つの円形の配列でまたは異なる半径を有する２つの同心状の円形の配列で配置されている。噴射されたパイロット燃料の混合および分配が増大する。

【0018】

本技術の第２の態様では、ガスタービンエンジン用の燃焼器アセンブリが提供される。燃焼器アセンブリは、長手方向軸線を有する燃焼室と、本技術の第１の態様によるパイロットバーナアセンブリとを有している。パイロットバーナアセンブリは、燃焼室の長手方向軸線がバーナヘッド面の中心と一致するように配置されている。パイロットバーナ、ラジアルスワーラおよび燃焼室は、長手方向軸線に沿って直列に配置されている。ラジアルスワーラを通じて燃焼室内へ主燃料を提供する主バーナが存在してもよい。これにより、本技術の燃焼器アセンブリは、本技術の上記態様と同じ利点を有する。

【0019】

本技術の第３の態様では、ガスタービンエンジンが提供される。ガスタービンエンジンは、少なくとも１つの燃焼器アセンブリを備え、燃焼器アセンブリ自体は、本技術の第１の態様によるパイロットバーナアセンブリを有する。

【0020】

これまで説明した全ての構成は、気体燃料または液体燃料で作動するまたはデュアル燃料で作動するパイロットバーナおよび燃焼器アセンブリに適用されてもよい。さらに、パイロットバーナは、本開示のパイロット燃料噴射孔に加えて、異なって位置付けられた１つまたは複数の燃料噴射開口を有していてもよい。

【0021】

本技術の上述の属性およびその他の特徴および利点ならびにそれらを達成する形式がより明らかになるであろう。本技術それ自体は、添付の図面に関連してなされる本技術の実施形態の以下の詳細な説明を参照することによって、より良く理解されるであろう。

【図面の簡単な説明】

【0022】

【図1】パイロットバーナアセンブリの典型的な実施形態および本技術の燃焼器アセンブリの典型的な実施形態が組み込まれたガスタービンエンジンの一部を断面図で示している。

【図2】本技術のパイロットバーナアセンブリの典型的な実施形態を有する燃焼器アセンブリの典型的な実施形態の分解図を概略的に示している。

【図3】スワーラを備えた従来公知のパイロットバーナの斜視図を概略的に示している。

【図4】スワーラと共に図３の従来公知のパイロットバーナの平面図を概略的に示している。

【図5】燃料噴射孔の従来公知の配置を備えた図３の従来公知のパイロットバーナの斜視図を概略的に示している。

【図6】従来公知のパイロットバーナのためのパイロット燃料の噴射を示す概略的な断面を示している。

【図7】本技術のパイロットバーナアセンブリを概略的に示しており、本技術の態様による、スワーラと、パイロット燃料噴射孔の配置とを示している。

【図8】スワーラを備えない本技術のパイロットバーナアセンブリを概略的に示しており、本技術の態様によるパイロット燃料噴射孔の配置を示している。

【図9】スワーラを備えない本技術のパイロットバーナアセンブリを概略的に示しており、本技術の態様によるパイロット燃料噴射孔の別の配置を示している。

【図10】スワーラを備えない本技術のパイロットバーナを概略的に示しており、本技術の態様によるパイロット燃料の噴射を示している。

【図11】本技術のパイロットバーナの典型的な実施形態からのパイロット燃料の噴射を示す、概略的な断面を示している。

【図12】本技術の態様による、本技術のパイロットバーナの別の典型的な実施形態からのパイロット燃料の噴射を示す、概略的な断面を示している。

【発明を実施するための形態】

【0023】

以下に、本技術の上述の特徴およびその他の特徴が詳細に説明される。様々な実施形態が図面に関連して説明され、図面において、全体を通じて同じ要素を示すために、同じ符号が用いられる。以下の記述では、説明のために、１つまたは複数の実施形態の十分な理解を提供するために多数の特定の詳細事項が示される。例示される実施形態は、本発明を説明することを意図したものであり、本発明を限定することを意図したものではないことに留意されてもよい。このような実施形態は、これらの特定の詳細事項なしに実施可能であることが明らかであってもよい。

【0024】

図１は、ガスタービンエンジン１０の一例を断面図で示している。ガスタービンエンジン１０は、流れ順で、入口１２と、圧縮機または圧縮機セクション１４と、燃焼器セクション１６と、タービンセクション１８とを有しており、これらは、ほぼ流れ順で、ほぼ回転軸線２０を中心にかつ回転軸線２０の方向に配置されている。ガスタービンエンジン１０は、さらに、回転軸線２０を中心に回転可能であり、ガスタービンエンジン１０を通って長手方向に延びているシャフト２２を有している。シャフト２２は、タービンセクション１８を圧縮機セクション１４に駆動接続している。

【0025】

ガスタービンエンジン１０の作動時、空気入口１２を通じて取り込まれた空気２４は、圧縮機セクション１４によって圧縮され、燃焼セクションまたはバーナセクション１６へ供給される。バーナセクション１６は、バーナプレナム２６と、長手方向軸線３５に沿って延びる１つまたは複数の燃焼室２８と、各燃焼室２８に固定された少なくとも１つのバーナ３０とを含む。一般に、バーナ３０は、主バーナ（図示せず）およびパイロットバーナ（図１には示されていない）を有している。長手方向軸線３５はバーナ３０の中心を通っている。燃焼室２８およびバーナ３０は、バーナプレナム２６内に配置されている。圧縮機１４を通過した圧縮空気は、ディフューザ３２に進入し、ディフューザ３２からバーナプレナム２６内へ排出され、バーナプレナム２６から、空気の一部がバーナ３０に入り、気体燃料または液体燃料と混合される。次いで、空気／燃料混合物が燃焼し、燃焼による燃焼ガス３４または作動ガスが、トランジションダクト１７を介してタービンセクション１８へ燃焼室２８を通って送られる。

【0026】

この典型的なガスタービンエンジン１０は、カニュラ型燃焼器セクション配列１６を有している。カニュラ型燃焼器セクション配列１６は、各燃焼器缶１９がバーナ３０および燃焼室２８を有している、燃焼器缶１９の環状配列によって構成されている。トランジションダクト１７は、燃焼室２８と接続された略円形の入口と、環セグメントの形式の出口とを有している。トランジションダクト出口の環状配列は、燃焼ガスをタービン１８へ送るための環を形成している。

【0027】

タービンセクション１８は、シャフト２２に取り付けられた複数のブレード支持ディスク３６を有している。この実施例では、２つのディスク３６はそれぞれ、タービンブレード３８の環状配列を支持している。しかしながら、ブレード支持ディスクの数は異なっていてもよく、すなわち、１つのディスクのみまたは３つ以上のディスクであってもよい。加えて、ガスタービンエンジン１０のステータ４２に固定されたガイドベーン４０は、タービンブレード３８の環状配列の段の間に配置されている。燃焼室２８の出口と、最初のタービンブレード３８との間に、入口案内ベーン４４が設けられており、入口案内ベーン４４は、作動ガスの流れをタービンブレード３８へ方向転換させる。

【0028】

燃焼室２８からの燃焼ガス３４はタービンセクション１８に入り、タービンブレード３８を駆動し、タービンブレード３８自体はシャフト２２を回転させる。ガイドベーン４０，４４は、タービンブレード３８への燃焼ガスまたは作動ガス３４の角度を最適化するように機能する。

【0029】

タービンセクション１８は圧縮機セクション１４を駆動する。圧縮機セクション１４は、ベーン段４６とロータブレード段４８の軸方向連続を含む。ロータブレード段４８は、ブレードの環状配列を支持するロータディスクを有する。圧縮機セクション１４は、ロータ段を包囲しかつベーン段４８を支持するケーシング５０も有する。ガイドベーン段は、ケーシング５０に取り付けられた、半径方向に延びるベーンの環状配列を有する。ベーンは、任意のエンジン作動時点におけるブレードのための最適角度でガス流を提供するために設けられている。ガイドベーン段のうちの幾つかは、可変ベーンを有しており、ベーンの角度は、ベーン自体の長手方向軸線を中心に、様々なエンジン作動条件において生じる可能性がある空気流れ特性に従う角度のために調節することができる。

【0030】

ケーシング５０は、圧縮機１４の通路５６の半径方向外面５２を画成している。通路５６の半径方向内面５４は、少なくとも部分的にロータのロータドラム５３によって画成されている。ロータドラム５３は、部分的にロータブレード段４８の環状配列によって画成されている

【0031】

本技術は、単一の多段圧縮機と単一の一段または複数段タービンとを接続する単一の軸またはスプールを有する上記の典型的なタービンエンジンに関して説明される。しかしながら、本技術は、工業用途、航空機用途または船舶用途のために使用することができる２軸または３軸エンジンに等しく適用可能であることが認識されるべきである。さらに、カニュラ型燃焼器セクション配列１６は、典型的な目的のためにも使用され、本技術は、アニュラ型およびカン型燃焼室に等しく適用可能であることが認識されるべきである。

【0032】

上で使用されているように軸方向、半径方向および周方向という用語は、別段の定めがないかぎり、エンジンの回転軸線２０に関して用いられる。以下で使用されるように軸方向、半径方向および周方向という用語は、別段の定めがないかぎり、燃焼室２８および燃焼室２８に関連したバーナ３０の長手方向軸線３５に関して用いられる。

【0033】

図２は、本技術のパイロットバーナアセンブリ１の典型的な実施形態を有する燃焼器アセンブリ１００の典型的な実施形態の分解図を概略的に示している。アセンブリ１および／または１００は一般により多くの部材を含んでもよく、図２には、本技術の理解のために重要な部材または構成部材のみが示されていることに留意されてもよい。

【0034】

以下ではアセンブリ１００と呼ばれる燃焼器アセンブリ１００は、バーナヘッド面６２を有するパイロットバーナ６０と、燃料と空気との回転する混合物を形成するためにバーナヘッド面６２の周囲に沿って環状ベースプレート７１に配置された、略くさび形またはパイスライス形のスワーラベーン７２を有するラジアルスワーラ７０と、スワーラ７０のスワーラベーン７２が取り付けられている環状クロージングプレート９２と、燃焼ケーシング９８によって画成された燃焼室２８と、選択的に、スワーラ７０と燃焼ケーシング９８との間に配置されたプレチャンバ９６と呼ばれるトランジションピースと、を備える。燃焼室２８は、プレチャンバ９６の直径よりも大きな直径を有している。燃焼室２８は、ドームプレート（図示せず）を含むドーム部分（図示せず）を介してプレチャンバ９６に接続されている。一般に、トランジションピース９６またはプレチャンバ９６は、パイロットバーナ６０に向かって燃焼ケーシング９８の一部分の連続体としてまたはパイロットバーナ６０と燃焼ケーシング９８との間の別個の部分として実装することができる。パイロットバーナ６０および燃焼室２８は、実質的に、長手方向軸線３５を中心とする回転対称性を示している。一般に、長手方向軸線３５は、燃焼器アセンブリ１００、およびパイロットバーナアセンブリ１を含むその構成部材のための対称軸である。図５に示すように、長手方向軸線３５は、バーナヘッド面６２の中心６５（図２に示されていない）を通過する。

【0035】

スワーラ７０において、複数、例えば１２個のスワーラベーン７２が、隣接するスワーラベーン７２の間にスロット７５を形成するように、環状ベースプレート７１の周囲に沿って周方向に間隔を置いて配置されている。環状ベースプレート７１は、各スロット７５の半径方向外側端部にベース噴射孔７７を有しており、これらのベース噴射孔７７によって主燃料がスワーラ７０へ供給される。各スワーラベーン７２は、加えて、その側面７３の半径方向外側端部に、１つまたは複数の側面噴射孔７６を有しており、これらの側面噴射孔７６によっても主燃料がスワーラ７０へ供給される。複数の固定孔７８が、スワーラベーン７２およびベースプレート７１を貫通して延びており、これらの固定孔７８を通して、図２に示されているようにスワーラベーン７２がベースプレート７１に固定される。これに代えて、スワーラベーン７２は、ベースプレート７１と一体に、すなわち、一部分の延長体として形成されてもよい。ベースプレート７１は、バーナヘッド面６２の周囲に沿って環状に配置されたアダプタプレート（図示せず）に固定されているが、スワーラベーン７２を含むスワーラ７０は、スワーラ７０を他の構成部材（図示せず）に支持することによってパイロットバーナアセンブリ１のために配置されてもよい。

【0036】

図３に示すように、各スワーラベーン７２は、半径方向内側の位置を有する薄い端部７４を有している。スワーラベーン７２の半径方向内側の薄い端部７４は、環状ベースプレート７１の半径方向内側エッジ７９よりも後退しているので、これにより、エッジ７９の半径方向ですぐ外側に環状レッジ８０（図３および図４に示されている）を形成している。

【0037】

プレチャンバ９６は、円筒状であり、環状クロージングプレート９２と一体的に形成されてもよいし、または中間構成部材（図示せず）を通して環状クロージングプレート９２に取り付けられてもよい。すなわち、環状クロージングプレート９２の一方の面に、スワーラベーン７２が、ナットおよびボルト（図示せず）を使用することによって、スワーラベーン７２の固定孔７８と整列した、環状クロージングプレート９２に設けられた複数の固定孔９４を通して取り付けられており、環状クロージングプレート９２の他方の面に、プレチャンバ９６が、一体的に形成されているかまたは中間部品（図示せず）を通して取り付けられている。本開示の図面に示された、スワーラ７０、スワーラベーン７２、環状クロージングプレート９２およびプレチャンバ９６のアセンブリは、例示のみを目的としており、１つの構成部材を別の構成部材に接続するその他の環状プレート（図示せず）などのその他の部品または構成部材が存在してもよい。例えば、スワーラベーン７２は、トッププレート（図示せず）に接続されていてもよいし、またはトッププレート（図示せず）と一体に形成されていてもよく、トッププレート自体は、環状クロージングプレート９２に接続されていてもよい。

【0038】

図２〜図４に示すように、空気は、スワーラ７０のスロット７５の半径方向外側端部に供給され、スロット７５に沿って略半径方向内方へ移動する。スロット７５は、側面上の２つの隣接するスワーラベーン７２と、底側のベースプレート７１と、スワーラベーン７２に面した環状クロージングプレート９２の面との間に画成されている。主燃料は、スロット７５に進入し、スロット７５に沿って移動する空気と混合されるように、ベース噴射孔７７と、選択的に、スロット７５内に開口する側面噴射孔７６とに供給される。すなわち、スワーラ７０は、スロット７５の半径方向内側端部の半径方向ですぐ内側の環状領域において、燃料と空気との回転する混合物を生じる。この回転する混合物は、環状クロージングプレート９２とプレチャンバ９６とを通過して、燃焼室２８までアセンブリ１００に沿って軸方向に移動する。

【0039】

パイロット燃料は、パイロットバーナ６０に一体化された、図２に概略的に示した１つまたは複数のパイロット燃料供給ライン６１を通って、燃焼室２８へ供給される。パイロット燃料は、本技術の態様に従って図５、図６および図８〜図１２に示されたパイロット燃料噴射孔２を通って、パイロットバーナ６０、特にバーナヘッド面６２から出る。パイロット燃料はガスである。

【0040】

ここで、パイロット燃料噴射孔２の従来公知の配置を提供するために、図３〜図６が説明される。これは、本技術のパイロット燃料噴射孔２の本発明の配置を説明するために、図７〜図１２に関連して、後で使用される。

【0041】

従来公知のパイロット燃料バーナでは、以下では孔２とも呼ばれるパイロット燃料噴射孔２は、通常はベースプレート７１のエッジ７９（図２に示されている）の半径方向ですぐ内側に配置されたバーナヘッド面６２の周縁部に存在する。従来の配置では、孔２は、図３、図４および図６に示すようなリップ８によってほぼカバーされている。図４、図５および図６に示すように、パイロット燃料は、リップ８の下側から、すなわちリップ８の下側に存在する孔２から、中心６５に向かって、すなわち図５および図６に示す軸線３５に向けて半径方向内方８６へ噴射される。図５において、点線によって形成された三角形は、バーナヘッド面６２上の孔２に関するスワーラベーン７２の相対的な位置を表している。

【0042】

図６は、主燃料／空気の流れの方向８４と、従来の配置の孔２からのパイロット燃料の流れの方向８６とに対する、再循環された高温ガス８２によって形成される中央の再循環ゾーン９５を示している。

【0043】

図７〜図１２は、パイロットバーナ面６２におけるパイロット燃料噴射孔２の配置を説明するために、以下で説明される。図１〜図６に関して提供された、パイロットバーナアセンブリ１と、燃焼器アセンブリ１００と、ガスタービンエンジン１との形式および構成部材の説明は、図３〜図６に関して説明された孔２の従来の配置を除き、図７〜図１２にも依然として当てはまる。

【0044】

図７、図８および図９は、このパイロットバーナアセンブリ１のパイロットバーナ面６２におけるパイロット燃料噴射孔２の本発明の配置と、燃焼器アセンブリ１００と、ガスタービンエンジン１とを説明している。図７は、以下では本技術のバーナアセンブリ１とも呼ばれる、パイロットバーナアセンブリ１の典型的な実施形態の平面図を示している。図７は、スワーラ７０と、以下ではバーナ６０とも呼ばれるパイロットバーナ６０とを示している。パイロットバーナ６０は、以下では面６２とも呼ばれるパイロットバーナ面６２と、以下では孔２とも呼ばれるパイロット燃料噴射孔２の配置の典型的な実施形態とを、本技術の態様に従って有している。図８は、面６２における孔２の配置をより明確に示すためにスワーラ７０が取り除かれた、図７のバーナアセンブリ１を概略的に示しているのに対し、図９は、バーナアセンブリ１の別の典型的な実施形態を概略的に示している。

【0045】

図７〜図９に示すように、バーナアセンブリ１は、面６２を備えるバーナ６０を有している。面６２は、燃焼のためのパイロット燃料を提供するための孔２を有する。面６２は中心６５を有している。孔２の数は複数であり、例えば、バーナアセンブリ１の一実施形態では、例えば中心６５の周りに円形の配置で、対称的に配置された１２個の孔２が設けられていてもよい。孔２は、二次元の配列を形成するその他の形状で配置されてもよく、例えば、孔２の配置は、孔２が、中心６５の周りに２つの同心円形状（図示せず）を形成するようになっていてもよい。

【0046】

面６２は、略円形であり、実質的にスワーラ７０の環状ベースプレート７１の開口に嵌合する。中心６５、すなわち長手方向軸線３５に関して周方向に配置された、図７に示したスワーラベーン７２は、中心６５の周囲に半径方向に配置されている。以下ではベーン７２とも呼ばれるスワーラベーン７２は、パイスライス形状またはテーパした形状またはくさび形を有しており、したがって、半径方向内方、すなわち中心６５に向かって配置された薄い端部７４を有している。薄い端部７４の先端は、図７に示されているように、バーナ領域６４と呼ばれる領域を規定するように、接続されることが想定されてもよい。言い換えれば、バーナ領域６４は、薄い端部７４の先端に内接する形状から生じてもよい。薄い端部７４の先端の接続は、好適には、ベーン７２の全体的な対称性を維持することによって行われ、例えば、ベーン７２は周方向に配置されているので、規定されるバーナ領域６４は円形であってもよい。同様に、接続は、面６２の形状および対称性を維持することによって行われてもよい。バーナ領域６４は、面６２より大きくてもよく、レッジ８０および面６２を有していてもよい。面６２の平面の軸方向距離と薄い端部７４の先端との差が十分である場合、バーナ領域６４は、面６２の平面への、形状の軸線３５に沿った投影、すなわち、図７における点線で形成された円として理解されてもよい。

【0047】

ベーン７２の薄い端部７４の一部の先端が、他のベーン７２のうちの１つまたは複数に関して半径方向にずれるように整列している場合（図示せず）、バーナ領域６４は、ベーン７２の先端のうち最も内側を接続することによって規定され、スワーラ７０の全体的な対称性を維持する。例えば、ベーン７２のうちの幾つかの薄い端部７４の先端が、形状または領域、つまり、第１の円形領域を形成するように配置されているのに対し、他のベーン７２の薄い端部７４の先端が、別の形状または領域、つまり、第２の円形領域を形成するようにベーン７２が配置されている場合、２つの円形領域のうちの半径方向内側のものがバーナ領域６４であると考えられる。

【0048】

バーナ領域６４は、面６２の中心６５と同心状であり、または言い換えれば、バーナ領域６４は、中心６５を通過する軸線３５上の点である中心を有している。

【0049】

バーナアセンブリ１における孔２の本発明の配置において、面６２における各孔２はバーナ領域６４内に配置されており、中心６５からの孔２の距離３が、中心６５からのバーナ領域６４のエッジ６６の距離４の５０％以下である。孔２の距離３は、リップ８の周縁によって規定されてもよく、リップ８の下側に、孔２が、図７に示されているように配置されている。距離３および距離４は、直線９９に沿って測定される。直線９９は、図８および図９に示されているように、中心６５を、バーナ領域６４のエッジ６６、すなわち、バーナ領域６４の幾何学的形状の境界に接続しかつパイロット孔２をも通過する

【0050】

図８および図９は、距離３を測定する２つの方法を提供している。図８に示されているように、距離３は、中心６５から、中心６５から最も遠い、孔境界（図示せず）のエッジ（図示せず）上および直線９９上の点まで測定されてもよい。つまり、距離３は、孔２の直径を含み、言い換えれば、孔２を含む。代替的に、図９に示されているように、距離３は、中心６５から、孔２の幾何学的中心（図示せず）まで測定されてもよい。

【0051】

バーナアセンブリ１の別の実施形態では、距離３は、距離４の３０％以下である。バーナアセンブリ１のさらに別の実施形態では、距離３は、距離４の１５％以下である。

【0052】

図７〜図９に示されているように、孔２が面６２の中心６５に配置されなくてもよいことに留意してもよい。孔２は、中心６５ではないが、バーナ領域６４のエッジ６６と比較して中心６５の近くに配置されてもよい。バーナアセンブリ１の一実施形態では、距離３は、距離４の５％以上である。バーナアセンブリ１の別の実施形態では、距離３は、距離４の１０％以上である。

【0053】

図１０と組み合わせて図７〜図９に示されているように、本技術のバーナアセンブリ１の孔２は、従来技術のバーナアセンブリの孔２と比較して、半径方向外方８８へ、すなわち中心６５または軸線３５から離れるように方向付けられたパイロット燃料を提供する。従来技術のバーナアセンブリにおいては、図４〜図６に示されているように、孔２は、半径方向内方８６へ、すなわち中心６５または軸線３５に向かって方向付けられたパイロット燃料を提供する。図１０に示されているように、半径方向外方８８は、面６２に対して角度５を形成している。角度５は、３０度〜９０度であり、好適には３０度〜６０度である。全ての孔２は、角度５が、全ての孔２において等しいかまたは実質的に等しくなるように、パイロット燃料を提供してもよい。バーナアセンブリ１の孔２の中心線が半径方向外方８８へ向けられており、孔２から出た燃料がすぐに方向８８へ向けられることが認められるべきである。さらに、燃料は、孔から出た後、略円錐形に広がる傾向がある。しかしながら、燃料の大部分の方向は、少なくとも最初は方向８８に向けられている。方向８８は、方向８８に、広がる円錐角を加えたものを示すことは意図されていない。

【0054】

代替的に、図１０に示されているように、バーナアセンブリ１の一実施形態では、複数の孔２は、複数の孔２から排出されるパイロット燃料によって形成される角度５に応じて２つ以上のタイプの孔２を含んでもよく、例えば、複数の孔２は、１つまたは複数の第１のパイロット燃料噴射孔６と、１つまたは複数の第２のパイロット燃料噴射孔７とを含んでもよい。第１のパイロット燃料噴射孔６および第２のパイロット燃料噴射孔７は両方とも、パイロット燃料を半径方向外方８８へ、ただしそれぞれ異なる角度５８，５９で提供し、例えば、角度５８は６０度であってもよいのに対し、角度５９は４５度であってもよい。

【0055】

図１１および図１２は、ガスタービンエンジン１０の作動中の燃焼室２８に関するバーナアセンブリ１の２つの典型的な実施形態を示しており、図６と比較されてもよい。図６は、燃焼室２８へのパイロット燃料噴射に関する従来技術のパイロットバーナの作動を示している。図１１および図１２に示されているように、軸線３５の周囲に形成された中央再循環ゾーン９５は、面６２と連続的であるかまたは面６２に極めて近いが、面６２の全面積にわたって延びていない。この条件におけるパイロット燃料は、本技術のバーナアセンブリ１における孔２の位置付けにより、中央再循環ゾーン９５へ直接に噴射される。すなわち、従来技術のパイロットバーナの孔２と比較して、本技術のバーナアセンブリ１においては、孔２が中心６５により近いからである。図１２に示されているように、孔２は、パイロット燃料の噴射が角度５を成すように面６２に対して角度を成して形成されてもよいし、またはパイロット燃料がサブストラクチャから出たときに角度５を生じるように、面６２と一体的なサブストラクチャ（図示せず）の下側にカバーまたは配置されていてもよい。

【0056】

図７〜図１２に関して上述した面６２における孔２の配置を有するこのバーナアセンブリ１は、パイロットバーナ６０の面６２の中心６５が軸線３５と一致するように、すなわち、軸線３５が中心６５を通過するように、バーナアセンブリ１を燃焼器アセンブリ１００内で整列させることによって、図２の燃焼器アセンブリ１００に設けられてもよい。バーナアセンブリ１を有する燃焼器アセンブリ１００は、図１のガスタービンエンジン１０に設けられてもよい。本開示における孔２の形状は、例示のみを目的として円形として示されているが、孔２のその他の形状、例えば、孔２の長円形は、本技術の範囲に十分に含まれる。

【0057】

本技術について幾つかの実施形態に関して詳細に説明してきたが、本技術はこれらの実施形態そのものに限定されないことが認識されるべきである。「第１」、「第２」などの用語の使用は、いかなる重要性の順序も示さず、むしろ、「第１」、「第２」などの用語は、１つの要素を別の要素から区別するために使用されていることが留意されてもよい。むしろ、発明を実施するための典型的な態様を説明した本開示を考慮して、多くの変更および変化態様が、本発明の範囲および思想から逸脱することなく当業者に提示される。したがって、本発明の範囲は、上記説明によってではなく、以下の請求項によって示される。請求項の均等物の意味および範囲に含まれる全ての変更、改良および変化態様は、それらの範囲にあると考えられるべきである。

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】

【図9】

【図10】

【図11】

【図12】