JP2012088036A

JP2012088036A - 燃焼器のための燃料ノズル

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Publication number: JP2012088036A
Application number: JP2011226313A
Authority: JP
Inventors: Abdul Rafey Khan; アブドゥル・ラフェイ・カーン; Willy Steve Ziminsky; ウィリー・スティーブ・ジミンスキー; Christian Xavier Stevenson; クリスティアン・ザヴィエル・スティーヴンソン
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2010-10-21
Filing date: 2011-10-14
Publication date: 2012-05-10
Also published as: FR2966561A1; CN102454993A; US8464537B2; DE102011054553A1; US20120096866A1

Abstract

【課題】簡易な構成を具え、幾つかの機能を実施でき、さらに、保炎による永久損傷に耐える好都合なガスタービンシステムのための改良された２次ノズルを提供する。
【解決手段】燃焼器のためのノズル２４は、中央胴体７６と、中央胴体７６の周囲に設けられ、その間に燃料−空気混合通路７２を画成するバーナ管体７４と、バーナ管体７４の周囲に設けられ、その間に空気流通路８０を画成する外周壁７８とを備える。ノズル２４は、中央胴体７６に連結されたノズル先端部１００をさらに備える。ノズル先端部１００は、燃焼ゾーンへパイロット燃料９２の流れを供給するように構成されたパイロット燃料通路９０と複数の移行通路９４とを含む。複数の移行通路９４は燃焼ゾーン内でパイロット燃料９２の流れと共に燃焼させるための空気の流れを供給するように構成され、燃焼ゾーンへ移行燃料９６の流れを供給するようにさらに構成される。
【選択図】図４

Description

本開示は、広義には燃焼器に関し、具体的には燃焼器の燃料ノズルに関する。

ガスタービンシステムは発電等の分野で広く利用される。従来のガスタービンシステムは、圧縮機、燃焼器及びタービンを含む。従来のガスタービンシステムでは、圧縮空気を圧縮機から燃焼器へ供給する。燃焼器に入る空気は燃料と混合されて燃焼する。高温燃焼ガスが燃焼器からタービンへ流れて、ガスタービンシステムを駆動し、動力を発生させる。

ガスタービンシステム排出量に対する要求が益々厳しくなってきており、このような要求を満たす１つの解決方法は、例えば、ＮＯｘ及びＣＯの排出量を低減するために、燃焼器で希薄燃料と空気混合気を完全予混合運転モードで利用することである。これらの燃焼器は、当技術分野では乾式低ＮＯｘ（ＤＬＮ）、乾式低排出（ＤＬＥ）又はリーン予混合（ＬＰＭ）燃焼システムとして知られる。これらの燃焼器は一般に、燃焼器の低負荷及び中負荷運転時に点火する複数の１次ノズルを含む。完全予混合運転中に１次ノズルは燃料を供給して、２次火炎に給油する。１次ノズルは一般に、燃焼器の最大でも完全予混合モード運転までの中負荷運転において利用される２次ノズルを囲む。

２次ノズルは、完全予混合モードのための燃料の供給、１次ノズル運転を支えるパイロット火炎のための燃料及び空気の供給、及び、運転モード間の変更の間に利用する移行燃料の供給等の燃焼器の幾つかの機能を果たす。パイロットモードでは、パイロット運転のための燃料が、一般に燃料ノズルの中央に設置されたパイロット燃料通路を通して導かれ、パイロット燃料と混合する空気が、パイロット燃料通路を囲む複数のパイロット空気通路を介して供給される。燃料ノズルの移行運転中に、付加的燃料は異なる燃料の流れとして、ノズルを通して、パイロット燃料通路とは別個にノズル内に設置された一群の移行通路を通して燃焼ゾーン内へ強制的に送給される。最近の実施法では、ノズルが移行モードにない場合、移行空気を移行通路を通して流すことによって燃料の移行通路をパージする。この運転では、パイロットはこの低温パージ空気の流れによって囲まれる。パイロット燃料、移行燃料及び空気並びにパイロット空気のための２次ノズル内の別個の通路はノズル組立体を複雑にする。さらに、一般的なノズルのパイロットは、パイロット燃料及び空気通路の構成のために燃料が制限され、そのため、高反応性燃料はパイロット内で利用できない。

さらに、一般的な従来技術の２次ノズルは、火炎がノズル内又はその近傍に維持される場合、保炎のために永久損傷の危険性にさらされる。高反応性燃料は保炎の危険性を増大させるため、高反応性燃料の使用はさらに制限される。

米国特許第７１６５４０５号明細書

従って、当技術分野では、ガスタービンシステムのための改良２次ノズルが望まれている。例えば、構成が簡単で、幾つかの複数の機能を達成できる２次ノズルがあれば有益である。さらに、保炎による永久損傷に耐える２次ノズルがあれば有益である。

本発明の態様及び利点について、一部は以下の詳細な説明で開示するが、以下の詳細な説明から自明であろうし、本発明を実施することによって明らかとなろう。

一実施形態では、ガスタービンシステムにおける燃焼器用ノズルを開示する。ノズルは、中央胴体と、中央胴体の周囲に設けられ、その間に燃料−空気混合通路を画成するバーナ管体と、バーナ管体の周囲に設けられ、その間に空気流通路を画成する外周壁とを備える。ノズルは、中央胴体に連結されたノズル先端部をさらに備える。ノズル先端部は、燃焼ゾーンへパイロット燃料の流れを供給するように構成されたパイロット燃料通路と複数の移行通路とを含む。複数の移行通路は燃焼ゾーン内でパイロット燃料の流れと共に燃焼させるための空気の流れを供給するように構成され、燃焼ゾーンへ移行燃料の流れを供給するようにさらに構成される。

本発明の上記その他の特徴、態様及び利点については、以下の詳細な説明及び特許請求の範囲を参照することによって理解を深めることができるであろう。なお、本願の内容の一部をなす添付の図面には、本発明の実施形態を例示するとともに、発明の詳細な説明と併せて本発明の原理を説明する。

本開示によるガスタービンシステムの一実施形態の概略図である。本開示による燃焼器の一実施形態の断面図である。本開示による燃焼器ヘッド端部の一実施形態の斜視図である。本開示による２次燃料ノズルを含む燃焼器ヘッド端部の一実施形態の斜視図である。本開示による２次燃料ノズルの先端部の一実施形態の断面図である。本開示による２次燃料ノズルの先端部の他の一実施形態の断面図である。本開示の様々な実施形態による燃焼器の運転を表す概略図である。本開示の様々な実施形態による燃焼器の運転を表す概略図である。本開示の様々な実施形態による燃焼器の運転を表す概略図である。本開示の様々な実施形態による燃焼器の運転を表す概略図である。本開示による２次燃料ノズルを含む燃焼器ヘッド端部の他の一実施形態の斜視図である。

本発明を当業者が実施できるように、以下の詳細な説明では、図面を参照しながら、本発明を最良の形態を含めて十分に開示する。

以下、本発明の実施形態について詳しく説明するが、その１以上の実施例を図面に示す。各実施例は例示にすぎず、本発明を限定するものではない。実際、本発明の技術的範囲又は技術的思想から逸脱せずに、本発明に様々な修正及び変形をなすことができることは当業者には明らかであろう。例えば、ある実施形態の一部として例示又は説明した特徴を、別の実施形態に用いてさらに別の実施形態としてもよい。従って、本発明は、かかる修正及び変形を特許請求の範囲で規定される技術的範囲及びその均等の範囲に属するものとして包含する。

図１を参照すると、ガスタービンシステム１０の概略図が示される。システム１０は、システム１０へ流入する空気等のガスを加圧するための圧縮機セクション１２を備える。本明細書では「ガス」は空気に言及できるが、ガスは、ガスタービンシステム１０での使用に適したあらゆるガスであり得ることは理解される筈である。圧縮機セクション１２から吐出される加圧空気は、システム１０の軸の周りに環状配列に配置された複数の燃焼器によって全体として特徴付けられる燃焼器セクション１４へ流入する。燃焼器セクション１４に入る空気は燃料と混合し、燃焼する。高温燃焼ガスは燃焼器セクション１４からタービンセクション１６へ流れて、システム１０を駆動し動力を発生させる。

図２を参照すると、一実施形態による燃焼器１４は、１次ノズル２２の配列と２次ノズル２４とを具える燃焼器ヘッド端部２０を含み、１次ノズル２２の１つだけが図２に示される。燃焼チャンバライナ２６が１次燃焼チャンバ３０と２次燃焼チャンバ３２との間に設けられたベンチュリ２８を備える。燃焼チャンバライナ２６は燃焼器流れスリーブ３４内に設けられる。遷移ダクト３６が燃焼チャンバライナ２６に連結されて、燃焼ガスをタービンへ導く。

図３を参照すると、燃焼器ヘッド端部２０は１次ノズル２２の配列及び２次ノズル２４を備える。図３に示されるように、１次ノズル２２は２次ノズル２４の周りに円形配列状に設けられる。しかし、１次ノズル２２の他の配列を設けることができることは理解される筈である。

燃焼チャンバライナ２６は複数の燃焼チャンバライナ孔３８を備え、それを通って圧縮空気が流れて、１次燃焼チャンバ３０の空気流４０を形成する。圧縮空気が燃焼チャンバライナ２６の外側を流れて、１次燃焼チャンバ３０を冷却する効果をもたらすことは理解される筈である。

２次ノズル２４は、以下により詳細に説明されるように、燃料及び空気を予混合するように構成される複数のスワラ翼４２を備える。２次ノズル２４は１次燃焼チャンバ３０内へ延在する。２次ノズル２４は１次燃焼チャンバ３０内だけへ延在することができ、ベンチュリ２８又は２次燃焼チャンバ３２内へは延在しない。或いは、２次ノズル２４はベンチュリ２８内へ延在することができ、適宜、ベンチュリ２８を通り越し２次燃焼チャンバ３２内へ延在することができる。

以下に述べられるように、参照符号４４は、逆火が燃焼中に発生する場合の火炎速度を示す。

図４を参照すると、燃焼器ヘッド端部２０は、１次ノズル２２がシーリング継手５４によって連結される端カバー表面５２を具える端カバー５０を備える。２次ノズル２４は、端カバー５０によって支持される予混合燃料通路５６を備える。２次ノズル２４は、空気を２次ノズル２４内へ導入するための空気流入口５８をさらに備える。

図示されるように、燃料６０は予混合燃料通路５６を通って下流に流れることができる。本明細書で使用する際、用語「下流」は、燃焼ガスが燃焼器を通ってタービンに向かって流れる方向を指し、用語「上流」は、燃焼ガスが燃焼器を通って流れる方向から離れる方向、すなわち、反対の方向を表す。従って、燃料６０は、以下に述べられるように、燃料−空気混合通路内へ排出できる。例えば、図４に示されるような幾つかの実施形態では、燃料６０は予混合燃料通路５６から、各スワラ翼４２内に画成された冷却チャンバ６２内へ流れることができる。図１１に示されるような他の一実施形態では、燃料６０は予混合燃料通路５６を通ってスワラ翼４２を通り越して流れることができる。次いで、燃料６０は予混合燃料通路５６から逆流通路６３内へ流れることができる。燃料６０は、逆流通路６３を通って上流へ、次いで各スワラ翼４２内に画成された冷却チャンバ６２内へ流れることができる。これらの実施形態では、予混合燃料通路５６及び逆流通路６３は、以下に述べられるノズル中央胴体と、図１１に示されるように適宜に、以下に述べられるノズル先端部との少なくとも一部分を貫通して延在する。燃料６０が逆流通路６３を通って逆流することで、ノズル中央胴体の周囲表面、及び、適宜、ノズル先端部を冷却できる。

次いで、燃料６０は、分離器６４の周りを各スワラ翼４２内に画成される出口チャンバ６６内へ流れることができる。分離器６４は例えば金属片でよく、それは、燃料が出口チャンバ６６内へ流れる方向を制限し、従って、燃料に翼４２の表面全体を内部で冷却させる。冷却チャンバ６２及び出口チャンバ６６は非線形の冷却剤流通路、例えば、ジグザクの冷却剤流通路、Ｕ字状の冷却剤流通路、蛇行状の冷却剤流通路又は曲がりくねった冷却剤流通路として説明することができる。また、燃料６０の一部分は冷却チャンバ６２から、分離器６４内に形成された側管孔６８を通って出口チャンバ６６へ直接流れることもできる。

側管孔６８によって、例えば、全燃料６０の約１〜５０％、５〜４０％又は１０〜２０％が冷却チャンバ６２から出口チャンバ６６へ流入してチャンバ６２、６６間を直接流れることができる。側管孔６８の利用によって、生じ得るあらゆる燃料システムの圧力低下の調整、伝導性熱伝達係数の調整又は燃料噴射口７０への燃料分布の調整が可能になる。側管孔６８は、燃料噴射口７０へ入って通過する燃料の分布を向上させて、より均一な分布にできる。側管孔６８は、冷却チャンバ６２から出口チャンバ６６にかけての圧力低下を低減することもでき、それによって、燃料噴射口７０を通して燃料６０を強制流出させるのに役立つ。さらに、側管孔６８の使用によって、燃料流が、噴射口７０を介して燃料−空気混合通路７２内へ噴射されるのに先だって、燃料噴射口７０を通る流れを整えて、燃料流が内包するスワラ量を変えることができる。

燃料６０は、スワラ翼４２内に形成される燃料噴射口７０を通って出口チャンバ６６から噴出できる。燃料６０は、燃料噴射口７０から燃料−空気混合通路７２内へ噴射されて、２次ノズル２４の空気流入口５８から入る空気流と混合される。スワラ翼４２は、空気流入口５８から入る空気流を渦動し、通路７２内の燃料−空気混合を向上させる。

さらに図４を参照すると、２次ノズル２４は、ノズル中央胴体７６を囲むバーナ管体７４を含む。ノズル中央胴体７６はスワラ翼４２の下流に位置する。さらに、ノズル中央胴体７６は予混合燃料通路５６の下流に位置していてもよいし、或いは予混合燃料通路５６はノズル中央胴体７６の少なくとも一部分を貫通して延在していてもよい。燃料−空気混合通路７２はノズル中央胴体７６とバーナ管体７４との間に設けられる。外周壁７８はバーナ管体７４の周囲に設けられ、空気流のための通路８０を画成する。バーナ管体７４は、通路８０を通る空気流にバーナ管体７４上に薄膜を形成させることで冷却するために、空気冷却孔８２の複数の列を含み、高温燃焼ガスからそれを保護する。孔８２は、下流壁表面に対して０°〜４５°の範囲の角度を付けることができる。孔の大きさ、円形列内の孔の数及び／又は孔列間の距離は、保炎事象中の所望の壁温を達成するように準備できる。

燃焼器１４の２次、すなわち完全予混合運転中に、燃料は、上記の予混合燃料通路５６を介して冷却チャンバ６２へ供給される。さらに、図示されるように、２次燃料ノズル２４は、燃焼器１４の運転モードによって別々の時に利用される予混合燃料通路５６を貫通して延在する複数の燃料通路を含む。例えば、パイロット燃料通路９０又は通路９０は２次ノズル２４の中央等の２次ノズル２４内に画成できる。パイロット燃料通路９０は、例えば、２次ノズル２４のパイロット運転のために燃料９２を供給する。パイロット燃料９２は、例えば、高反応性燃料であり得る。複数の移行通路９４も２次ノズル２４内に画成される。移行通路９４は、例えば、２次ノズル２４内で実質的に軸方向に延在でき、パイロット燃料通路９０の半径方向外側に設置できる。複数の移行通路９４は、モード間を移行する間に使用する移行燃料９６を供給する。

パイロット燃料通路９０及び様々な移行通路９４は、ノズル中央胴体７６に連結され、２次ノズル２４の下流端部上に配置されたノズル先端部１００内へ入り、それを貫通して延在する。図４から図６に示されるように、パイロット燃料通路９０は、ノズル先端部１００を貫通して、先端端部１０４に設置されたディフューザ１０２まで延在できる。複数の移行通路９４は、ノズル先端部１００を貫通して延在し、複数の先端孔１０６において２次ノズル２４を出ることができる。パイロット燃料通路９０は、複数の移行通路９４の側壁１１０内に画成された複数のパイロット孔１０８を介して複数の移行通路９４に連結できる。パイロット燃料通路９０はパイロット燃料源１１２に連結する。

例えば、図５に示されるようにパイロットモードにおいて、２次ノズル２４がパイロットとして作動する場合、パイロット燃料９２の流れが、パイロット燃料通路９０を貫通して強制的に送給され、ディフューザ１０２を通って流れることができる。さらに、パイロット燃料９２の流れは、複数のパイロット孔１０８を通過し、複数の移行通路９４を通って流れることができる。ディフューザ１０２及び通路９０、９４内のパイロット燃料９２は先端部１００を冷却できる。次いで、パイロット燃料９２は、移行通路９４を出て燃焼ゾーン１１４内へ入って、パイロット火炎１１６に給油できる。

さらに、２次ノズル２４のパイロットモード作動中に、パイロット空気１１８の流れが複数の移行通路９４を貫通して強制的に送給される。パイロット空気１１８の流れは、複数の移行通路９４を出て燃焼ゾーン１１４内へ入り、パイロット燃料９２の流れを燃焼させるために利用される。幾つかの実施形態では、パイロット空気１１８の流れは、燃焼ゾーン１１４内で燃焼されるのに先だって、少なくとも部分的にパイロット燃料９２の流れと混合する。幾つかの実施形態では、複数の移行通路９４内で混合が起きる。パイロット空気１１８の流れとパイロット燃料９２の流れとを予混合することにより、パイロット火炎１１６が安定し、パイロット火炎１１６の作動温度を低下させ、それによって、燃焼器１４の運転におけるＮＯｘ排出を低減させる。

図６は、移行運転中の２次ノズル２４の作動を示す。移行モード運転中に、移行燃料９６は、移行燃料源１２０から複数の移行通路９４を通して燃焼ゾーン１１４内へ強制的に送給される。幾つかの実施形態では、移行燃料９６が複数の移行通路９４を貫通して強制的に送給される場合、パイロット空気１１８の流れが停滞する。幾つかの実施形態では、パイロット空気１１８は、移行燃料９６の後で移行通路９４を通って流れ、移行通路９４から移行燃料９６をパージする。

本明細書に説明される実施形態では、パイロット燃料９２の流れを燃焼させるためにパイロットモード運転中にパイロット空気１１８の流れを搬送し、移行モード運転中に移行燃料９６を搬送するために複数の移行通路９４を利用する。両方の機能のために複数の移行通路９４を利用することにより、従来技術の２次ノズル構成のパイロット空気通路を排除でき、より少ない構成要素を備えた、より複雑でない２次ノズル２４を結果的に得る。

パイロット空気通路を排除することにより、移行通路９４の全体面積を増加させることができる。この面積の増加によって、パイロット内で高反応性燃料を使用することを含む、２次ノズル２４の燃料の自由度が増大する。面積が増加するために、移行通路９４を通して高ボリュームの移行燃料９６を強制的に送給でき、それによって、２次ノズル２４のオペラビリティを維持しながら、より大きな体積流量を必要とするより低いイギリス熱単位（ＢＵＴ）燃料を利用することができる。

ここで、燃焼器１４の運転を図７から１０を参照にして説明する。図７に示されるように、点火から、例えば、最大で２０％のガスタービンエンジンの負荷までの一次運転中では、燃焼器に供給される全燃料は１次燃料１３０である。すなわち、燃料の１００％が１次ノズル２２の配列に供給される。１次燃料１３０を１次燃料ノズル２２から燃焼器１４を通過する空気流４０（図３参照）内へ拡散することによって、１次燃焼チャンバ３０内に燃焼が起こる。

図８に示されるように、ガスタービンエンジンが、例えば、２０〜５０％のガスタービンエンジンの負荷で運転される場合、燃焼器１４のリーン−リーン運転が起きる。１次燃料１３０が１次ノズル２２の配列へ供給され、２次燃料１３２が２次ノズル２４へ供給される。例えば、燃焼器に供給される燃料の約７０％が１次燃料１３０で、燃料の約３０％が２次燃料１３２である。燃焼は１次燃焼チャンバ３０及び２次燃焼チャンバ３２内で起きる。

本明細書で使用する際、用語「１次燃料」は１次ノズル２２に供給される燃料を指し、用語「２次燃料」は２次ノズル２４に供給される燃料を指す。

図８の運転から、図１０を参照にして以下により詳細に説明される予混合運転へ移行する、図９に示される第２段階の燃焼では、燃焼器に供給される全燃料は２次燃料１３２である。すなわち、燃料の１００％が２次ノズル２４に供給される。第２段階の燃焼では、２次燃料１３２と２次ノズル２４の入口５８から入る空気流４０とを予混合することで燃焼が起こる。２次ノズル２４の燃料−空気混合通路７２内で予混合が生じる。

図１０に示されるように、燃焼器は、ガスタービンエンジンを例えば５０〜１００％のガスタービンエンジンの負荷で運転する予混合運転で運転できる。図１０の予混合運転では、１次ノズル２２へ向かう１次燃料１３０は、図９のリーン−リーン運転で供給される量から増加し、２次ノズル２４へ向かう２次燃料１３２は、図８に示されるリーン−リーン運転で供給される量から減少する。例えば、図１０の予混合運転では、燃焼器に供給される燃料の約８０〜８３％が１次燃料１３０で、燃焼器に供給される燃料の約２０〜１７％が２次燃料１３２である得る。

図１０に示されるように、予混合運転中に、燃焼が２次燃焼チャンバ３２内で起こり、上記のような冷却手段によって２次ノズル２４に対する損傷が防止される。図３を参照すると、逆火は、火炎速度４４が１次燃焼チャンバ３０内の空気流４０の速度より大きい場合に生じる恐れがある。２次ノズル２４内の空気−燃料混合を制御すること、すなわち、２次燃料１３２を制御することによって、火炎速度を制御し、火炎が１次燃焼チャンバ３０内へベンチュリ２８を越えてくることを防止する。

上記の様々な実施形態は１次ノズルとして拡散ノズルを含むが、１次ノズルが、例えば、２次ノズルと同じか又は類似の構成を具える予混合ノズルであり得ることは理解される筈である。

耐火炎ノズルによって、燃焼システムの燃料の自由度が拡大し、高反応性燃料の燃焼が可能になる。耐火炎ノズルを燃焼器内の２次ノズルとして使用することによって、燃焼器が完全合成ガス及び天然ガスを燃焼することが可能になる。耐火炎ノズルは、燃焼器内の２次ノズルとして使用でき、それによって、燃焼器が完全合成ガス又は高水素合成ガス、及び、天然ガスを燃焼させることが可能になる。１次複式燃料ノズルと組み合わせた耐火炎ノズルによって、燃焼器が天然ガス及び完全合成ガス燃料の両方を燃焼されることが可能になるだろう。それは、燃焼器の燃料の自由度の外囲を、広い範囲のウォッベ指数及び反応性に及ぶように拡張し、それをオイル及びガス産業計画に適用することができる。

例えば、予混合器のスワラ翼、及び、空冷バーナ管体を含む耐火炎ノズルの冷却機能によって、ノズルが持続的な保炎事象に耐えることができる。このような保炎事象中に、冷却機能は、ノズルをあらゆる装置の損傷から保護し、火炎を予混合器から吹き消す検出及び修正手段のための時間の余裕をもたらし、通常モード運転での予混合火炎を復旧する。

本明細書では、本発明を最良の形態を含めて開示するとともに、装置又はシステムの製造・使用及び方法の実施を始め、本発明を当業者が実施できるようにするため、例を用いて説明してきた。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、当業者に自明な他の例も包含する。かかる他の例は、特許請求の範囲の文言上の差のない構成要素を有しているか、或いは特許請求の範囲の文言と実質的な差のない均等な構成要素を有していれば、特許請求の範囲に記載された技術的範囲に属する。

１０ガスタービンシステム
１２圧縮機
１４燃焼器
１６タービン
２０燃焼器ヘッド端部
２２１次ノズル
２４２次ノズル
２６燃焼チャンバライナ
２８ベンチュリ
３０１次燃焼チャンバ
３２２次燃焼チャンバ
３４燃焼器流れスリーブ
３６遷移ダクト
３８燃焼チャンバライナ孔
４０空気流
４２スワラ翼
４４火炎速度
５０端カバー
５２端カバー表面
５４シーリング継手
５６予混合燃料通路
５８空気流入口
６０燃料
６２冷却チャンバ
６３逆流通路
６４分離器
６６出口チャンバ
６８側管孔
７０燃料噴射口
７２燃料−空気混合通路
７４バーナ管体
７６ノズル中央胴体
７８外周壁
８０空気流通路
８２空気冷却孔
９０パイロット燃料通路
９２パイロット燃料
９４移行通路
９６移行燃料
１００ノズル先端部
１０２ディフューザ
１０４先端端部
１０６先端孔
１０８パイロット孔
１１０側壁
１１２パイロット燃料源
１１４燃焼ゾーン
１１６パイロット火炎
１１８パイロット空気
１２０移行燃料源
１３０１次燃料
１３２２次燃料

Claims

中央胴体（７６）と、
前記中央胴体（７６）の周囲に設けられ、その間に燃料−空気混合通路（７２）を画成するバーナ管体（７４）と、
前記バーナ管体（７４）の周囲に設けられ、その間に空気流通路（８０）を画成する外周壁（７８）と、
前記中央胴体（７６）に連結されたノズル先端部（１００）と
を備える、燃焼器（１４）用のノズル（２４）であって、前記ノズル先端部（１００）が、
燃焼ゾーン（１１４）へパイロット燃料（９２）の流れを供給するように構成されたパイロット燃料通路（９０）と、
前記燃焼ゾーン（１１４）内で前記パイロット燃料（９２）の流れと共に燃焼させるための空気（１１８）の流れを供給するように構成され、前記燃焼ゾーン（１１４）へ移行燃料（９６）の流れを供給するようにさらに構成された複数の移行通路（９４）と
を備えている、燃焼器（１４）用のノズル（２４）。
前記先端部（１００）が、前記パイロット燃料通路（９０）を前記複数の移行通路（９４）に連結する複数のパイロット孔（１０８）を画成する、請求項１記載のノズル（２４）。
前記先端部（１００）が、前記パイロット燃料（９２）の流れが前記パイロット燃料通路（９０）から前記ディフューザ（１０２）を通って前記燃焼ゾーン（１１４）へ流れるように構成されたディフューザ（１０２）を画成する、請求項１又は請求項２記載のノズル（２４）。
前記パイロット燃料（９２）の流れ及び前記空気（１１８）の流れが、燃焼に先だって少なくとも部分的に混合される、請求項１乃至請求項３のいずれか１項記載のノズル（２４）。
前記燃料−空気混合通路（７２）内に配置された１つ以上のスワラ翼（４２）をさらに備える、請求項１乃至請求項４のいずれか１項記載のノズル（２４）。
前記１つ以上のスワラ翼（４２）が、予混合燃料通路（５６）から燃料（６０）を受け取るように構成された冷却チャンバ（６２）を画成し、１つ以上の燃料噴射口（７０）を通して前記燃料−空気混合通路（７２）内へ前記燃料（６０）を噴射するように構成された出口チャンバ（６６）をさらに画成し、前記１つ以上のスワラ翼（４２）が、前記冷却チャンバ（６２）と前記出口チャンバ（６６）との間に設けられた分離器（６４）をさらに備える、請求項５記載のノズル（２４）。
前記燃料（６０）が、前記予混合燃料通路（５６）から逆流通路（６３）を通って前記冷却チャンバ（６２）へ流れる、請求項６記載のノズル（２４）。
前記分離器（６４）が、燃料（６０）が前記冷却チャンバ（６２）から前記出口チャンバ（６６）へ流れることができるように構成された側管孔（６８）を画成する、請求項６乃至請求項７のいずれか１項記載のノズル（２４）。
ガスタービンシステム（１０）用の燃焼器（１４）であって、当該燃焼器（１４）が、
中央胴体（７６）と、
前記中央胴体（７６）の周囲に設けられ、その間に燃料−空気混合通路（７２）を画成するバーナ管体（７４）と、
前記バーナ管体（７４）の周囲に設けられ、その間に空気流通路（８０）を画成する外周壁（７８）と、
前記中央胴体（７６）に連結されたノズル先端部（１００）と
を備えるノズル（２４）を備えており、前記ノズル先端部（１００）が、
燃焼ゾーン（１１４）へパイロット燃料（９２）の流れを供給するように構成されたパイロット燃料通路（９０）と、
前記燃焼ゾーン（１１４）内で前記パイロット燃料（９２）の流れと共に燃焼させるための空気（１１８）の流れを供給するように構成され、前記燃焼ゾーン（１１４）へ移行燃料（９６）の流れを供給するようにさらに構成された複数の移行通路（９４）と
を備えている、燃焼器（１４）。
前記先端部（１００）が、前記パイロット燃料通路（９０）を前記複数の移行通路（９４）に連結する複数のパイロット孔（１０８）を画成する、請求項９記載の燃焼器（１４）。
前記先端部（１００）が、前記パイロット燃料（９２）の流れが前記パイロット燃料通路（９０）から前記ディフューザ（１０２）を通って前記燃焼ゾーン（１１４）へ流れるように構成されたディフューザ（１０２）を画成する、請求項９又は請求項１０記載の燃焼器（１４）。
前記燃料−空気混合通路（７２）内に配置された１つ以上のスワラ翼（４２）をさらに備える、請求項９乃至請求項１１のいずれか１項記載の燃焼器（１４）。
前記１つ以上のスワラ翼（４２）が、予混合燃料通路（５６）から燃料（６０）を受け取るように構成された冷却チャンバ（６２）を画成し、１つ以上の燃料噴射口（７０）を通して前記燃料−空気混合通路（７２）内へ前記燃料（６０）を噴射するように構成された出口チャンバ（６６）をさらに画成し、前記１つ以上のスワラ翼（４２）が、前記冷却チャンバ（６２）と前記出口チャンバ（６６）との間に設けられた分離器（６４）をさらに備える、請求項１２記載の燃焼器（１４）。
前記燃料（６０）が、前記予混合燃料通路（５６）から逆流通路（６３）を通って前記冷却チャンバ（６２）へ流れる、請求項１３記載の燃焼器（１４）。
前記分離器（６４）が、燃料（６０）が前記冷却チャンバ（６２）から前記出口チャンバ（６６）へ流れることができるように構成された側管孔（６８）を画成する、請求項１３又は請求項１４記載の燃焼器（１４）。