JPH06502240A - ガスタービン燃焼室及びその操作方法 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 ガスタービン燃焼室及びその操作方法 本発明は、ガスタービン燃焼室及びガスタービンエンジン燃焼室を操作する方法 に関する。

工業用低噴射ガスタービンエンジン用に必要な放出水準に合わせるために、エン ジン燃焼室の容積は増大される。現在工業用ガスタービンエンジンは環状の、ま たは、缶環型（ｃａｎ−ａｎｎｕ　Ｉａ　ｒ）燃焼室を使用する。同じ軸線方向 の長さにおける燃焼室を組み込みながら、燃焼室アセンブリの容積を増大するた めには、複数の管状燃焼室を使用する必要があり、その長手方向の軸線は、はぼ 半径方向に配ｌされている。管状燃焼室の入り口はそれらの半径方向外側端部に あり、移行ダクトは、熱い排出ガスをガスタービンエンジンのタービン部分に向 けて軸線方向に排出するために管状燃焼室の出口と一列のノズルガイドとを接続 する。

また、放出水準の要求に合わせるために、発生する窒素酸化物の量を最小限にす るために段階的な燃焼が必要になる。現在、放出水準の要求は、工業用のガスタ ービン排気において１００万の窒素において２５個以下である。窒素酸化物の放 出を減少させる基礎的な方法は、燃焼反応温度を低下させることであり、これは 、燃焼が起こる前に燃料と燃焼空気のすべてを予備混合する必要がある。窒素酸 化物（ＮＯｘ）は、通２２段階の燃料噴射を使用する方法によって低減される。

英国特許第１４８９３３９号は、ＮＯｘを低減するための２段階の燃料噴射を開 示する。段階的な燃焼において、両段階の燃焼はリーン燃焼及び窒素酸化物（Ｎ Ｏｘ）を最小にするために必要な低い燃焼温度を提供することを目的とする。こ の用語の「希薄燃焼」は空気対燃料比が低い、即ち化学ｊｉ論的な比以下である 空気内での燃料の燃焼を意味する。

本発明は、新しいガスタービン室及びガスタービンエンジン室を操作する新しい 方法を提供することを目的とする。

従って、本発明は、第１の空気取り入れ装置、第１の燃料インジェクタ装置及び 第１の燃料空気混合領域を有し、第１の燃料空気混合領域は少なくとも１つの環 状壁及び管状壁の上流端に接続された上流壁によって形成され、上流をは少なく とも１つの開口部を有し、第１の空気取り入れ装置は、少なくとも１つの第１の 半径方向の流れ渦巻き器及び少なくとも１つの第２の半径方向の流れ渦巻き器を 有し、各第１の半径方向の流れ渦巻き器は、前記開口部を通って第１の燃料空気 混合領域に空気を供給するようになっており、各第２の半径方向の流れ渦巻き器 は、前記開口部を通って第１の燃料空気混合領域に空気を供給するようになって おり、各第１の半径方向の流れ渦巻き器は、燃焼室の軸線に関して各第２の半径 方向の流れ渦巻き器の軸線方向下流に配置されており、各第１の半径方向流れ渦 巻き器は、各第２の半径方向の流れ渦巻き器に対して反対方向に空気を渦巻くよ うになっており、第１の燃料インジェクタ装置は、第１の半径方向の流れ渦巻き 器の各々の羽根の間に形成された少なくとも１つの通路に及び第２の半径方向の 流れ渦巻き器の各々の羽根の間に形成された少なくとも１つの通路に燃料を供給 するようになっているガスタービンエンジン燃焼室を提供する。

好ましくは、少なくとも１つのパイロット燃料インジェクタを有し、各パイロッ ト燃料インジェクタは、第１の燃料空気混合領域に燃料を供給するために開口部 の１つ１つに整合している。

好ましくは、第１の燃料インジェクタ装置は、第１の半径方向の流れ渦巻き器） の羽根の間に形成されるすべての通路に燃料を供給するようになっている。

第１の燃料インジェクタ装置は、第２の半径方向の流れ渦巻き器の羽根の間に形 成されたすべての通路に燃料を供給するようになっている。

好ましくは、第１の燃料噴射装置は、羽根の間の通路の半径方向外側領域に燃料 を供給するようになっている。

第１の燃料インジェクタ装置は、燃焼室に関して軸線方向に延びる中空の円筒形 部材を有し、円筒形部材は燃料を通路に噴射するために円筒形部材に沿って軸線 方向に間隔を置いて離れた複数の開口部を有する。

開口部は、燃料を半径方向内側に送るようになっている。

第１の燃料噴射装置は、ガス燃料または気化した液体燃料を噴射するようになっ ている。

パイロット燃料インジェクタは、ガス燃料または液体燃料を噴射するようになっ ている。

燃焼室は、管状であり、その上流壁に１つの開口部を有する。

燃焼室は、第２の空気取り入れ装置、第２の燃料インジェクタ装置及び第２の燃 料空気混合領域を有し、第２の燃料空気混合領域は管状であり、第１の燃料及び 空気混合領域を包囲し、第２の燃料空気混合領域は、第２の管状壁によって半径 方向外側の末端部で形成されており、第２の燃料インジェクダ装置は、第２燃料 空気混合領域の上流端に燃料を供給するようになっており、第２の燃料空気混合 領域はその下流端で第１の燃料空気混合領域の下流の燃焼チャンバの内側と流体 流連通している。

第２の空気取り入れ口は、第１の空気取り入れ装置の下流にある。

第２の燃料空気混合領域は、第３の管状壁によってその半径方向内端に形成され ている。

管状壁は、第１の燃料空気混合領域を形成する第１の部分と、第１の部分の下流 の大きな直径を有する第２の部分と、第１及び第２の部分を相互に接続する第３ の円錐台部分とを有する。

第３の円錐部分は、燃焼室の中心線に向かって下流方向に複数のジェットとして 第２の燃料空気混合体から第２の燃料空気混合領域に第２の燃料空気混合体を送 るようになっている円周方向に等間隔を置いた複数の開口部を有する。

開口部はスロットである。

第２の管状壁の下流端は管状壁の第３の円錐部分Ｉこ固定されている。

冷却空気は、管状壁と第３の管状壁との間に形成された管状室に送られる。

第２の燃料インジェクタ菌属は、複数の円周方向に等間隔を置いた複数のインジ ェクタを有する。

第２の燃焼インジェクタ装置は、ガス燃料または気化液体燃料を噴射するように なっている。

管状壁の第１の部分の下流端は、直径においてスロートまで減少している。

燃焼室は、第３の空気取り入れ装置、第３の燃料インジェクタ装置及び第３の燃 料空気混合領域を有し、第３の燃料空気混合領域は管状であり、第２の燃焼領域 を包囲し、第３の燃料空気混合領域は、第４の管状壁によって半径方向外側の末 端部に形成されており、第３の燃料インジェクタ装置は、３次燃料空気混合領域 の上流端に燃料を供給するようになっており、第３の燃料空気混合領域は、その 下流端で第２の燃焼領域の下流の燃焼チャンバの内側の第３の燃焼領域と流体流 連通している。

管状壁は、第２の部分の下流の第２の部分より大きな直径であり、第３の燃焼領 域を形成する第４の部分と、第２及び第４の部分を相互に接続する第５の円錐台 部分とを有する。

管状壁の第２の部分の下流端は直径においてスロートまで減少している。

第３の空気取り入れ口は第２の空気取り入れ装置の下流にある。

第３の燃料空気混合領域は、第５の管状壁によってその半径方向内端に形成され ている。

第５の円錐部分は、燃焼室の中心線に向かって下流方向に複数のジェットとして 第３の燃料空気混合領域から第３の燃料空気混合体を送るようになっている円周 方向に等間隔を置いた複数の開口部を有する。

開口部は、スロットである。

第４の管状壁の下流端は管状壁の第５の円錐部分に固定されている。

第３の燃料インジェクタ装置は、複数の円周方向に等間隔を置いた複数のインジ ェクタを有する。

第３の燃焼インジェクタ装置は、ガス燃料または気化液体燃料を噴射するように なっている。

ガスタービンエンジンの操作開始から所定の出力動力水準が得られるまでパイロ ット燃料インジェクタからの燃料を第１の燃料空気混合領域にのみ供給し、所定 の水準より大きな出力動力水準のために第１の燃料空気混合領域に流すために、 第１の半径方向の流れ渦巻き器の羽根の間に形成された少なくとも１つの通路及 び第２の半径方向の流れ渦巻ぎ器の羽根の間に形成された少なくとも１つの通路 に第１の燃料インジェクタ装置から燃料を供給し、第１の燃料空気混合領域の下 流の燃焼チャンバの内側に流すために第２の燃料インジェクタ装置から第２の燃 料空気混合領域に燃料を同時に供給する。

ガスタービンエンジンの操作開始から所定の出力動力水準が得られるまでパイロ ット燃料インジェクタからの燃料を第１の燃料空気混合領域にのみ供給し、所定 の水準より大きな出力動力水準のために第１の燃料空気混合領域に流すために、 第１の半径方向の流れ渦巻き器の羽根の間に形成された少な（とも１つの通路及 び第２の半径方向の流れ渦巻き器の羽根の間に形成された少なくとも１つの通路 に第１の燃料インジェクタ装置から燃料を供給し、第１の燃料空気混合領域の下 流の燃焼チャンバの内側の第２の燃焼領域に流すために第２の燃料空気混合領域 に燃料を同時に供給し、第２の所定の水準より大きな出力動力水準及び所定の温 度より大きな大気温度において第２の燃焼領域の下流の燃焼室の内側の第３の燃 焼領域に流すために第３の燃料空気混合領域に燃料を供給する。

所定の出力動力水準は、３５％から４０％の動力である。

ガスタービンエンジン燃焼室は、第１の燃焼領域と、第１の燃焼領域に相互接続 され、その下流に配ｌされた第２の燃Ｈ域と、第２の燃焼領域に相互接続され、 その下流に配置された第３の燃焼領域と、第１の空気を第１の燃焼領域に供給す るための第１の空気取り入れ口装置と、燃料を第１の燃焼領域に供給するための パイロット燃料インジェクタ装置と、燃料を第１の燃焼領域に供給するための第 １の燃料インジェクタ装置と、第２の空気を第２の燃焼領域に供給するための第 ２の空気取り入れ装置と、燃料を第２の燃焼領域に供給するための第２の燃料イ ンジェクタ装置と、第３の空気を第３の燃焼領域に供給する第３の空気取り入れ 口装置と、燃料を第３の燃焼領域に供給するための第３の燃料インジェクタ装置 とを有する。

第２の燃焼領域は、スロートによって第１の燃焼領域に相互に接続されている。

第３の燃焼領域は、第２のスロートによって第２の燃焼領域に相互に接続されて いる。

本発明は添付図面を参照することによってさらに完全に説明する。

図１は本発明によって燃焼室アセンブリ及び燃料インジェクタを有するガスター ビンエンジンの断面図である。

図２は、図１に示す燃焼室を通って拡大された長手方向の断面図である。

図３は図２に示す燃焼室アセンブリの上流側を通るさらに拡大された長手方向の 断面図である。

図４は図３の矢印Ｇ−Ｇの方向の断面図である。

図５は、図３の矢印Ｈ−Ｈの方向の断面図である。

図６は図３に示す燃焼室用のベース負荷燃料流の百分率対燃焼室の百分率のグラ フである。

図７は、本発明による他の燃焼室アセンブリの上流端を通る拡大された長手方向 の断面図である。

図８は本発明による他の燃焼室の上流端を通る拡大された長手方向の断面図であ る。

図１に示す工業ガスタービンエンジン１０は、軸線方向の流れに連続して入り口 １２、コンプレッサ部分１４、燃焼室アセンブリ１６、タービン部分１８、動力 タービン部分２０及び排気管２２を有する。タービン部分１８は、１つまたはそ れ以上のシャフト（図示せず）を介してコンプレッサ部分１４を駆動するように なっている。動力タービン部分２０はシャフト２４を介して発電機２６を駆動す るようになっている。しかしながら、動力タービン部分２０は他の目的のために 駆動体を提供するようになっている。ガスタービンエンジン１０の操作は全〈従 来どうりであり、他に説明することを要しない。燃焼室アセンブリ１６は、図２ 乃至図５にさらに詳しく示される。複数のコンプレッサ出口羽根２８は、コンプ レッサ部分１４の軸線方向の下流端部に備えられ、コンプレッサ部分１４の軸線 方向下流に半径方向内端に管状室３４の内面を形成する内側環状壁３０が固定さ れる。拡散器が環状壁３２と内側の環状壁３０の上流部分との間に形成される。

内側環状壁３０の下流端は、燃焼室アセンブリ１６からタービン部分１８に熱い ガスを向ける一列のノズルガイド羽根９０の半径方向の内端に固定されている。

燃焼室アセンブリ１６は、複数の等しく円周方向に間隔を置いた環状燃焼室３６ を有する。環状燃焼室３６の軸線は、はぼ半径方向に延びるように配置されてい る。環状燃焼室３６の入り口は、それらの半径方向外端であり、それらの出口は 、それらの半径方向の内端にある。環状燃焼室３６の各々は、環状壁３７の上流 端に固定された上流壁４４を有する。環状壁３７の第１の上流端は第１の燃料及 び空気混合領域６４を形成し、環状壁の第２の下流部分４２は、第３の部分４０ によって第１の部分３８と相互に接続されている。環状壁の第２の部分４２は第 １の部分３８より大きな直径を有する。第３の部分４０は円錐台形である。

円周方向に等しい間隔を置いた複数のトランジブジョンダクト４６が提供される 。トランジブジョンダクト４６の各々はその上流端に円形の断面を有する。トラ ンジブジョンダクト４６の各々の上流端は環状燃焼室３６の対応する端部の下流 端の周りに同軸的に配置されており、トランジブジョンダクト４６の各々はノズ ルガイド羽根９０の環状部分を接続し、それを密封する。

複数の円筒形のケーシング４８が提供され、各円筒形ケーシング４８は環状燃焼 室３６の各端部の周りに同軸上に配置されている。各円筒形ケーシング４８は、 環状エンジンケーシング５０上の各穴５２に固定されている。多数の室５４が各 管状燃焼室３６とその各円筒形のケーシング４８との間に形成される。

各トランジブジョンダクト４６の上流端は、トランジブジョンダクトの上流端に 関して半径方向に延びており、このエンジンケーシング５０は複数対のブラケッ ト５８を有する。各ブラケット５６はピン６０によってブラケット対の各々に回 転可能に固定されている。これは、１９９０年９月１日出願の英国特許第９０１ ９０８９．３号にさらに完全に開示されている。

管状燃焼室３６の各々の上流壁４４は、第１の燃料及び空気混合領域６４に空電 及び燃料の供給を可能にする開口部６２を有する。複数の第１の半径方向の流れ 渦巻き器が提供され、各第１の半径方向の流れ渦巻き器が各管状燃焼室３６のＬ 流壁４４内の開口部６２と同軸状に配置されている。同様に複数の第２の半径方 向の流れ渦巻き器が配置され、各第２の半径方向の流れ渦巻き器が各管状燃焼室 ３６の上流壁４４の開口部６２Ｊ二同軸的に配置されている。第１の半径方向の 流れ渦巻ぎ器は、第２の半径方向の流れ渦巻き器の軸線方向下流に配置されてい る。

各第１の半径方向流れ渦巻き器は、第１の側板６６、第２の側板６８及び複数の 第１の翼７０を有する。第１の側板６６は、上流壁４４の開口部６２に同軸的に 配置されている中央開口部を有し、側板６６は上流壁４４に固定されている。

第１の翼７０は、第１と第２の側板６６と６８の間に軸線方向に延びており、そ れに固定されている。多数の通路７２は空気流用の第１の翼７０の間に形成され ている。各第２の半径方向の流れ渦巻き器は、複数の第２の翼７４と第３の側板 ７６を有する。第２の翼７４は第２の側板６８と第３の側板７６との間で軸線方 向に延びている。第２の側板６８は、上流壁４４内に開口部６２に同軸的に配置 された中央開口部を有し、軸線方向の下流方向の開口部６２に延びている。多数 の通路８０は空気流用の第２の翼７４の間に形成されている。第１及び第２の半 径方向の流れ渦巻き器の第１及び第２の翼７０，７４は、図４及び図５から分か るように反対方向に渦を巻くように配置されている。第１の管状空気取り入れ口 ８２は第１の側板６６の半径方向外端と各円筒形ケーシング４８の外端の包囲体 板８４との間で軸線方向に形成される。複数のパイロット燃料インジェクタ８６ が提供され、各パイロット燃料インジェクタ８６は、開口部６２を通って燃料を 第１の燃料空気混合領域６４に供給するために管状燃焼室３６の一方の開口部に 同軸的に配置される。複数の第１の主燃料のインジェクタ８８は管状燃焼室３６ の各々毎に設けられる。第１の燃料インジェクタ８８の各々は管状燃焼室３６に 関して軸線方向に延びる中空の円筒形の部材を有する。中空の円筒形部材の各々 は、第３の側板７６及び第２の側板６８を軸線方向に通過し、第１の側板６６の ブラインド穴に配ｌされる。中空のシリンダ部材は、第２の羽根７４の間の１つ の通路を通り、第１の羽根７０の間の１つの通路を通って軸線方向に通過するよ うになっている。中空の円筒形部材は、通８７２．８０の半径方向の外側領域に 向かって配置され、燃料を第１の半径方向の流れ渦巻き器アセンブリ噴射するた めに軸線方向に間隔を置いた開口部９０を有し、燃料を第２の半径方向の流れ渦 巻き器アセンブリに噴射する軸線方向に間隔を置いた開口部９２を有する。この 開口部９０及び９２は、燃料を半径方向に流すように配置される。

第２の燃料空気混合領域９４は、各燃焼室３６の第１の燃料及び空気混合領域６ ４を包囲している。また、それは、各第２の管状燃料壁９６及び第３の管状壁９ ８との間に形成される。第２の管状壁９６は、第２の燃料及び空気混合領域の半 径方向の外端を形成する。第３の管状壁９８は、第２の燃料及び空気混合領域９ ４の半径方向内端を形成する。各第３の管状壁９８の軸線方向上流端１００は、 各管状燃焼室の第１の半径方向流れ渦巻き器の第１の側板６６に固定される。第 ２の管状空気取り入れ口１０２は、空気を第２の管状燃料及び空気混合領域９４ に供給するために各第２の管状壁９６の上流端と各第３の管状壁９８の上流端１ ００との間の軸線方向に形成される。

複数の第２の燃料インジェクタ１０４は、管状燃焼室３６の各々毎に提供される 。第２の燃料インジェクタ１０４の各々は管状燃焼室３６に関して軸線方向に延 びる中空の円筒形部材を有する。中空の円筒形部材の各々は、燃料を第２の燃料 及び空気混合領域９４に供給するために第３の管状Ｍ９８の上流を通って軸線グ チ向に貫通する。

各第２及び第３の管状壁９６．９８は各管状壁の第１の部分３８のまわりに同軸 的に配置される。各第２の管状燃料及び空気混合領域９４の下流端において、第 ２及び第３の管状壁９６及び９８が各第３の円錐台部分４０に固定されており、 各円錐台部分４０は、円周方向に間隔を置いた複数の開口部１０６を有し、この 開口部１０６は、管状燃焼室３６の軸線に向かって下流方向に管状燃焼室３６内 の第２の燃焼領域１１２に燃料及び空気を供給するようになっている。開口部１ ０６は円形またはスロットである。

各第１の側板６６は、管状壁の冷却のために環状壁の上流部分３８と第３の環状 壁９８との間の環状空間に冷却空気を供給するために複数の開口部１０８を備え ている。

環状壁は、環状壁の排出冷却を行う間隔を置いた有孔の内側及び外側シートを有 する薄層構造から形成される。

操作において、第１の空気Ａは第１の空気取り入れ口８２を通り、第１及び第２ の半径方向の流れの渦巻き器を通って流れる。このリップ７８は第１の空気を第 １の燃料空気混合領域、すなわち第１の燃焼領域６４に供給する。第１及び第２ の半径方向の流れからの空気流は反対方向であり、これは対向する渦Ｂ及びＣを 形成する。混合乱流を改良するシェア層りが渦Ｂ及びＣの間に形成される。

パイロットインジェクタ８６は、約４０％の動力以下の低い動力設定でのみ使用 される。それらは環状燃焼室３６の軸線上に局所的に燃料の多い混合体をつくる ために第２の半径方向の流れ渦巻き器を通過した第１の空気にのみ小さい角度で ガスまたはあらかじめ蒸発した液体燃料を噴射する。拡散によって燃料を渦Ｂ内 の第１の空気と混合させる。渦Ｃは空気だけの領域を残す。従って、第１の燃焼 領域６４内の燃焼を維持するために燃焼室３６の中央線上につくる。　低動力操 作中、第１燃料インジエクタ８８は使用されず、第１の空気が第１及び第２の渦 巻き器アセンブリの各翼７０及び７４の間に形成された通路の下流端から出る。

約４０％の動力より大きい高い動力設定において、パイロットインジェクタ８６ は使用されず、燃焼室３６に供給されたすべての燃料は第１及び第２のインジェ クタ８８及び１０４からそれぞれ供給される。

高動力設定すなわち、４０％以上の動力設定において、第１の燃料インジェクタ ８８はガス、またはあらかじめ気化された液体燃料を第１及び第２の渦巻き器の 各羽根７０及び７４の間に形成された通路７２及び８０に噴射する。同時に第２ の燃料インジェクタ１０４は、第２の環状取り入れ口１０２を通って第２の燃料 及び空気混合領域９４に入る二次空気と混合するために第２の燃料空気混合領域 ９４にガス、またはあらかじめ気化された液体燃料を噴射する。

第１及び第２の半径方向の流れ渦巻き器アセンブリは、燃料空気混合体が燃焼室 ３６の中央線に平行に流れるように回転する前に環状燃焼室３６の中央線に向か って燃料空気混合体を流す。燃料は反対方向の渦巻きを有する渦Ｂ及び渦Ｃ内に 搬送され、２つの渦の間のシェア層りは混合流を改良する。環状燃焼室３６内に は不フト渦巻きがなく、従って、ガスは、環状燃焼室３６の容積を最小にし、燃 焼室３６の上流部分の内面上の冷却空気との混合を最小にする第１の燃焼領域６ ４の環状燃焼室３６の中心線に迅速に戻るように拡散する。これは、燃焼室の上 流部分３８への熱伝達を最小にし、冷却空気を有効に使用することを可能にし、 燃焼効率を改善する。

第２空気Ｅは、第２の空気取り入れ口１０２を通って第２空気燃料混合領域９４ に流れ込む。第２空気及び燃料は、第２の燃料空気混合領域９４を通って軸線方 向下流に流れるときに混合される。その結果、第２の空気燃料混合領域９４は環 状燃焼室３６の第２の下流部分４２に開口部１０６を介して噴射され、第２燃焼 が第２の燃焼領域１１２で生じる。第２の燃料空気混合領域９４から噴射された 燃料空気混合体は、環状燃焼室３６の中心線に向かって下流方向に向かう別れた ジェットの形態である。これは、第２燃料空気混合体が第１の燃焼領域６４から のガスへうまぐ通り抜けることを保証し、したがって良好な混合が保証される。

第２燃料空気混合ジェットＦと燃焼室３６の下流部分４２の内面上を流れる冷却 空気との相互作用は、燃焼室の中心線に向かうジェット、Ｆの整合によって最小 化される。

図６のグラフは、パイロット、第１及び第２インジエンタ８６．８８及び１０４ への燃料流がガスタービンエンジンの動力、または負荷設定によってどのように 変化するかを示すグラフである。

パイロットインジェクタ８６のみは、３５％以下の動力の設定で供給される。

３５％以上の動力設定において、燃料は第１と第２のインジェクタ８８及び１０ ４に同時に供給され、パイロットインジェクタ８６への燃料の供給は終了する。

各燃焼室に供給される燃料の３５％、８３％の動力または負荷設定は第１のイン ジェクタ８８に供給され、燃料の残り１７％は第２インジエクタ１０４に供給さ れる。動力、または負荷、設定が増大すると、各燃焼器に供給される燃料の全体 量が増大し、第１のインジェクタ及び第２インジエクタへ供給される燃料の全体 量が増大する。第１のインジェクタ８８に供給される燃焼室へ供給される燃料全 体のパーセンテージは３５％の動力設定で８３％から次第に減少し１００％の動 力設定においてほぼ５０％に減少する。第２のインジェクタ１０４に供給される 燃焼室へ供給される燃料全体のパーセンテージは３５％の動力設定で１７％から 次第に増加し１００％の動力設定においてほぼ５０％に増加する。

第１のインジェクタ８８に供給される燃料のパーセンテージは、４０％の動力設 定で７８％から次第に減少し、１００％の動力設定においてほぼ５０％に減少す る。一方、第２のインジェクタ１０４に供給される燃料のパーセンテージは、４ ０％の動力設定で２２％から次第に増加し、１００％の動力設定においてほぼ５ ０％に増加する。

燃料が高い温度で窒素が関連することを防止し、窒素酸化物（ＮＯｘ）の形成を 防止するために１８００°Ｋ（１５２７°Ｃ）の一定の最高温度を有するように 第１の燃料空気混合領域６４には燃料が供給される。

１８００°Ｋ（１５２７°Ｃ）の一定の最高温度を有するように、また−酸化炭 素等の形成を防止するために１５００’　Ｋ　（１２２７°Ｃ）の最低温度を有 するように第４の燃料空気混合領域６４には燃料が供給される。好ましくは、最 低温度は１５５０’にである。第１の燃料及び空気混合領域６４に開放された熱 は第２の燃料空気混合領域９４の第２の空気を加熱する。

図２から図５に示す燃焼室３６において、第１の燃料空気混合領域６４内の炎の 温度は、窒素酸化物の放出が低く抑えられるようにほぼ一足のすなわち、所間の 範囲の温度内に留まることが必要である。しかしなが呟３５％及び１００％の動 力の間の動力設定の変化によって、必要な炎の温度と炎が消える温度との間の境 界が変化する。いくつかの環境において、炎は第１の燃料及び空気混合領域内で 消える。炎の温度と炎が消える温度との間に適当な境界を提供するために燃料の 大部分を第１の燃料及び空気混合領域６４に供給する。しかしながら、この解決 方法は、炎の温度が上昇し、窒素酸化物の放出が増大するから望ましくない。

図７に示す他の燃焼室アセンブリ１３６は、図２乃至図５に示すものとほぼ同じ であり、同じ部品を指定するために同じ参照符号が使用される。燃焼室アセンブ リ１３６は、環状壁３７の第１の部分３８の下流端がスロート１２２に向かって 直径が減少する円錐台部分１２０を有すると言う点において囚２乃至図５に示す ものとは異なる。第３の円錐台部分４０は第１の部分３８と第２の部分４２を相 互に接続し、第２の部分４２は第１の部分３８より大きな直径を有する。

円錐台部分１２０とスロート１１２によって提供される第１の部分３８の下流端 部での直径を小さくすることによって、燃料空気混合体を再点火するために第１ の燃料及び空気混合領域または１次燃焼領域６４に熱い燃焼製品の再循環を向− トさせる。またこれは、第２空気が第２の燃料空気混合領域９４から第１の燃料 空気混合領域６４すなわち、１次燃焼領域に流れることを最小にするかまたは防 止する。第１の部分３８の下流端における直径を小さくすることによって、第１ の燃料空気混合領域または燃焼領域６４の一定温度と組み合わされて炎の温度と 炎が消える温度との間の適当な境界が第１の燃料空気混合領域６４の炎が消える ことを防止するため３５％から１００％の動力の間で動力設定が変化するように 維持される。パイロット、第１及び第２インジェクタ８６．８８及び１０４への 燃料流れは、図６に示すと同じ方法でガスタービンエンジンの動力設定において それぞれ変化する。

図２乃至図５及び図７に示す燃焼室は、−３０’から＋３０″Ｃまたはそれ以上 の範囲の大気温度における完全な動力範囲にわたる操作において適当である。

図８に示す他の燃焼室アセンブリ２３６は、図７に示すものとほぼ同様であり、 同じ部品を指定するために同じ参照符号が使用されている。燃焼室アセンブリ２ ３６は、管状燃焼室２３６の各々が５番目の部分１３２によって第２の部分４２ に相互に接続され、その下流に配置された第４の部分１３０を有する点において 図７に示すものと異なる。管状壁の第４の部分１３０は、第２の部分４０より大 きい直径を有し、第５の部分１３２は円錐台形である。管状壁３７の第２の部分 ４２の下流端は直径がスロート１３６に向かって延びる円錐台部分１３４を有す 第３の管状燃料空気混合領域１３８は、各管状燃焼室２３６の第２の燃焼領域１ １２を包囲する。各第３の管状燃焼空気混合領域１３８は、第４の管状壁１４０ と第５の管状壁１４２との間に形成される。第４の管状壁１４０は第３の燃料空 気混合領域１３８の平径方向外端を画定し、第５の管状壁１４２は第３の燃料空 気混合領域１３８の半径方向内端を画定する。第３の管状空気取り入れ口１４４ は空気を第３の管状燃料空気混合領域１３８に供給するために第４及び第５の管 状壁１４０の上流端の間に形成される。

複数の３次の燃料インジェクタ１４６が管状燃焼室２３６の各々毎に備えられ各 第４及び第５の管状壁１４０，１４２が各管状壁の第２の部分４２の周りに同軸 的に配置されている。各第３の燃料空気混合領域１３８の下流端において、第４ 及び第５の管状壁１４０及び１４２が第５の円錐台部分１３２に固定され、各円 錐台部分１３２には半径方向に間隔を置いた複数の開口部１４８が設けられてお り、この開口部は、管状燃焼室２３６の軸線に向かって下流方向に管状の燃焼室 ２３６の３次燃焼領域１５０に燃料空気を流すようになっている。この開口部１ ４８は円形かまたはスロットである。

操作において、第１の空気Ａは、第１の空気取り入れ口８２及び第１及び第２の 半径方向の流れ渦巻き器を通って流れる。リップ７８は第１の空気を第１の燃料 空気混合領域、すなわち第１の燃焼領域６４に流す。第１及び第２の半径方向の 流れ渦巻き器からの空気流は、混合乱流を改良するために反対方向である。

このパイロットインジェクタ８６は約４０％より小さい低い動力設定で使用され る。それらは、管状燃焼室２３６の軸線上に局所的に燃料が豊富な混合体をつく るために第２の半径方向の流れ渦巻き器を通過する第１の空気流に狭い角度でガ スまたは予め気化された液体燃料を噴射する。拡散によって燃料を渦Ｂと混合さ せる。渦Ｃは、空気のみの領域にある。このように局所的に豊富な混合体は、に おいて、パイロットインジェクタ８６は使用されず、燃焼室２３６に供給された すべての燃料は、第１及び第２から、または１次、第２及び３次インジエクタい 燃焼生成物の第１の燃焼領域６４への再循環を向上させる。

円錐台部分１３４とスロート１３６とによって提供される第２の部分４０の下流 端で直径を小さくすることによって第２の燃焼領域１１２の炎の温度と炎が消え る温度との間の適当な境界Ｉこよって動力設定の変化によって第２の燃焼領域１ １２の炎が消えないようにする。これによって再循環領域Ｊをつ（ることによっ て燃料空気混合体を再点火するために熱い燃焼生成物の第２の燃焼領域６４への 再循環を向上させる。

燃焼室２３６が一６０°Ｃから一３０’Ｃの範囲の低い大気温度で操作されるな らば、第１及び第２の燃料インジェクタ８８及び１０４は、それぞれ４０％及び １００％の間の動力設定のために第１及び第２燃焼領域６４及び１１２に燃料を 供給する。第３の燃焼インジェクタ１４６は、どのような動力設定の低い大気温 度でも第３の燃焼領域１５０に燃料を供給しない。低い大気温度において、第１ のインジェクタ８８に供給される燃料の量は、第１の燃焼領域６４の温度を１８ ００°Ｋに維持するために増大する。これは窒素酸化物の低減のために最適の燃 焼を保証するために第２の燃焼領域１１２で燃焼を続けるために第２の燃焼領域 １１２の温度を十分に高ぐ維持することを保証することは重要である。

燃焼室２３６が＋３０°Ｃ以上の範囲の高い大気温度で操作されるならば、第１ 及び第２の燃料インジェクタ８８及び１０４は、それぞれ４０％及び所定の動力 設定の間の低い動力設定のために第１及び第２燃焼領域６４及び１１２に燃料を 供給する。高い大気温度及び所定の動力設定及び１００％動力の間の高い動力設 定において、第１、第２及び第３の燃料インジェクタ８８，１０４及び１４６は 第１、第２及び第３の燃焼領域６４，１１２及び１５０に燃料をそれぞれ供給す る。

大気温１隻が高い環境空気温度から低下するにつれて第１、第２及び第３の燃料 インジェクタ８８．１０４及び１４６が燃料を第１、第２及び第３の燃焼領域６ ４．１１２及び１５０に供給する最少の動力設定は、高い大気温度の操作におけ る所定の動力設定から増大する。前述したような低い大気温度において、第３の 燃料インジェクタ１４６は、いずれの動力設定での燃料によって供給されない。

高い動力及び高い大気温度において、第１燃料空気混合領域６４の温度は、約１ ８００°Ｋに維持され、第２の燃焼領域１１２内の温度は約１７４０°Ｋに維持 され第３の燃焼領域１５０の温度は、１５５０°Ｋ及び１８００’にの間で変化 する。第３の燃料領域１５０内の温度が１５５０°に以下に低下するとき、第３ の燃焼インジェクタ１４６は、゛燃料を第３の燃焼領域１５０に供給せず、第２ の燃料インジェクタ１０４によって供給された第２の燃焼領域１１２への燃料の 量は、その温度１８５０’Ｋに上昇するまで上昇する。その装置は、２段の燃焼 器として作用する。

第２の燃料空気混合領域９４及び第２の燃焼領域１１２と第３の燃料空気混合領 域と第３の燃焼領域１５０の組み合わせによって燃焼室２３６用の種々の形状の 空気取り入れ口を必要とせず、広範な圧力比及び速度プロフィールにわたって４ ０％から１００％の間のすべての動力設定で達成される窒素酸化物の放出を低減 することができる。

工業用ガスタービンエンジンは図２乃至図５及び図７に示す燃焼室用に要求され る動力によって、パイロット、第１及び第２のインジェクタに供給される燃料を 制御する制御装置を備えている。

工業用ガスタービンエンジンは図８に示す燃焼室用に要求される動力及び大気温 度によって、パイロット、第１及び第２のインジェクタに供給される燃料を制御 する制御装置を備えている。

ベース負荷燃料流の％ 補正書の翻訳文提出書 （特許法第１８４条の８） 平成　５年　４月Δを日　−シ

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．第１の空気取り入れ装置（８２）、第１の燃料インジェクタ装置（８８）及 び第１の燃料空気混合領域（６４）を有し、第１の燃料空気混合領域（６４）は 少なくとも１つの管状壁（３７）及び管状壁（３７）の上流端に接続された上流 壁（４４）によって形成され、上流壁（４４）は少なくとも１つの開口部（６２ ）を有し、第１の空気取り入れ装置は、少なくとも１つの第１の半径方向の流れ 渦巻き器（６６，６８，７０）及び少なくとも１つの第２の半径方向の流れ渦巻 き器（６８，７４，７６）を有し、各第１の半径方向の流れ渦巻き器（６６，６ ８，７０）は前記開口部（６２）を通って第１の燃料空気混合領域（６４）に空 気を供給するようになっており、各第２の半径方向の流れ渦巻き器（６８，７４ ，７６）は前記開口部（６２）を通って第１の燃料空気混合領域（６４）に空気 を供給するようになっており、各第１の半径方向の流れ渦巻き器（６６，６８， ７０）は、燃焼室（３６）の軸線に関して各第２の半径方向の流れ渦巻き器（６ ８，７４，７６）の軸線方向下流に配置されており、各第１の半径方向流れ渦巻 き器（６６，６８，７０）は各第２の半径方向の流れ渦巻き器（６８，７０，７ ６）に対して反対方向に空気を渦巻くようになっているガスタービンエンジン燃 焼室（３６）において、第１の燃料インジェクタ装置（８８）は、第１の半径方 向の流れ渦巻き器（６６，６８，７０）の各々（７０）の羽根の間に形成された 少なくとも１つの通路（７２）に及び第２の半径方向の流れ渦巻き器（６６，６ ８，７０）の各々の羽根（７４）の間に形成された少なくとも１つの通路（７２ ）に燃料を供給するようになっていることを特徴とするガスタービンエンジン燃 焼室。 ２．少なくとも１つのパイロット燃料インジェクタ（８６）を有し、各パイロッ ト燃料インジェクタ（８６）は前記開口部（６２）を通って燃料を供給するため に開口部（６２）の１つ１つに整合している請求項１に記載の燃焼室。 ３．第１の燃料インジェクタ装置（８８）は、第１の半径方向の流れ渦巻き器（ ６６，６８，７０）の羽根の間に形成されるすべての通路（７２）に燃料を供給 するようになっている請求項１に記載の燃焼室。 ４．第１の燃料インジェクタ装置（８８）は、第２の半径方向の流れ渦巻き器（ ６８，７４，７６）の羽根（７４）の間の形成されたすべての通路（８０）に燃 料を供給するようになっている請求項１に記載の燃料室。 ５．第１の燃料噴射装置（８８）は、羽根（７０，７４）の間の通路（７２，８ ０）の半径方向外側領域に燃料を供給するようになっている請求項１に記載の燃 焼室。 ６．第１の燃料インジェクタ装置（８８）は、燃焼室（３６）に関して軸線方向 に延びる中空の円筒形部材を有し、前記円筒形部材は燃料を通路（７２，８０） に噴射するために円筒形部材に沿って軸線方向に間隔を酸いて離れた複数の開口 部（９０）を有する請求項１に記載の燃焼室。 ７．前記開口部（９０）は、燃料を半径方向内側に送るようになっている請求項 ６に記載の燃焼室。 ８．前記第１の燃料噴射装置（８８）は、ガス燃料または気化した液体燃料を噴 射するようになっている請求項１に記載の燃焼室。 ９．パイロブト燃料インジェクタ（８６）はガス燃料または液体燃料を噴射する ようになっている請求項２に記載の燃焼室。 １０．前記燃焼室（３６）は、管状であり、その上流壁（４４）に１つの開口部 （６２）を有する請求項１に記載の燃焼室。 １１．第２の空気取り入れ装置（１０２）、第２の燃料インジェクタ装置（１０ ４）及び第２の燃料空気混合領域（９４）を有し、第２の燃料空気混合領域（９ ４）は管状であり、第１の燃料及び空気混合領域（６４）を包囲し、第２の燃料 空気混合領域（９４）は第２の管状壁（９６）によって半径方向外側の末端部で 形成されており、第２の燃料インジェクタ装置（１０４）は第２燃料空気混合領 域（９４）の上流端に燃料を供給するようになっており、第２の燃料空気混合領 域（９４）は、その下流端で第１の燃料空気混合領域（６４）の下流の燃焼室（ ３６）の内側の第２の燃焼領域（１１２）と流体流連通している請求項２に記載 の燃焼室。 １２．管状壁（３７）は第１の燃料空気混合領域（６４）を形成する第１の部分 （３８）と、第２の燃焼領域（１１２）を形成する第１の部分（３８）の下流の 大きな直径を有する第２の部分（４２）と、第１及び第２の部分（３８，４２） を相互に接続する第３の円錐台（４０）部分とを有する請求項１１に記載の燃焼 室。 １３．管状壁（３７）の第１の部分（３８）の下流端（１２０）は直径において スロート（１２２）まで減少している請求項１２に記載の燃焼室。 １４．第２の空気取り入れ口（１０２）は第１の空気取り入れ装置（８２）の下 流にある請求項１１に記載の燃焼室。 １５．第２の燃料空気混合領域（１０４）は、第３の管状壁（９８）によってそ の半径方向内端に形成されている請求項１１に記載の燃焼室。 １６．第３の円錐部分（４０）は、燃焼室（３６）の中心線に向かって下流方向 に複数のジェットとして第２の燃料空気混合体から第２の燃料空気混合領域（１ ０４）に第２の燃料空気混合体を送るようになっている円周方向に等間隔を置い た複数の開口部（１０６）を有する請求項１２に記載の燃焼室。 １７．前記開口部（１０６）はスロットである請求項１６に記載の燃焼室。 １８．前記第２の管状壁（９６）の下流端は管状壁（３７）の第３の円錐部分（ ４０）に固定されている請求項１２に記載の燃焼室。 １９．冷却空気は、管状壁（３７）と第３の管状壁（９８）との間に形成された 管状室（１１０）に送られる請求項１５に記載の燃焼室。 ２０．第２の燃料インジェクタ装置（１０４）は、複数の円周方向に等間隔を置 いた複数のインジェクタを有する請求項１１に記載の燃焼室。 ２１．第２の燃焼インジェクタ装置（１０４）はガス燃料または気化液体燃料を 噴射するようになっている請求項１１に記載の燃焼室。 ２２．第３の空気取り入れ装置（１４４）、第３の燃料インジェクタ装置（１４ ６）及び第３の燃料空気混合領域（１３８）を有し、第３の燃料空気混合領域（ １３８）は管状であり、第２の燃焼領域（１１２）を包囲し、第３の燃料空気混 合領域（１３８）は第４の管状壁（１４０）によって半径方向外側の末端部に形 成されており、第３の燃料インジェクタ装置（１４６）は３次燃料空気混合領域 （１３８）の上流端に燃料を供給するようになっており、第３の燃料空気混合領 域（１３８）はその下流端で第２の燃焼領域（１１２）の下流の燃焼室（２３６ ）の内側の第３の燃焼領域（１５０）と流体流連通している請求項１１に記載の 燃焼室。 ２３．管状壁（３７）は、第２の部分（４２）の下流の第２の部分（４２）より 大きな直径であり、第３の燃焼領域（１５０）を形成する第４の部分（４２）と 、第２及び第４の部分（４２，１３０）を相互に接続する第５の円錐台（１３２ ）部分とを有する請求項２２に記載の燃焼室。 ２４．管状壁の第２の部分（４２）の下流端は直径においてスロート（１３６） まで減少している請求項２２に記載の燃焼室。 ２５．第３の空気取り入れ口（１４４）は第２の空気取り入れ装置（１０２）の 下流にある請求項２２に記載の燃焼室。 ２６．第３の燃料空気混合領域（１３８）は、第５の管状壁（１４２）によって その半径方向内端に形成されている請求項２２に記載の燃焼室。 ２７．第５の円錐部分（１３２）は、燃焼室（２３６）の中心線に向かって下流 方向に複数のジェットとして第３の燃料空気混合体から第３の燃料空気混合領域 （１０４）に送るようになっている円周方向に等間隔を置いた複数の開口部（１ ４８）を有する請求項２３に記載の燃焼室。 ２８．前記開口部（１４８）はスロットである請求項２７に記載の燃焼室。 ２９．前記第４の管状壁（１４０）の下流端は、管状壁（３７）の第５の円錐部 分（１３２）に固定されている請求項２３に記載の燃焼室。 ３０．第３の燃料インジェクタ装置（１４６）は、複数の円周方向に等間隔を置 いた複数のインジェクタを有する請求項２２に記載の燃焼室。 ３１．第３の燃焼インジェクタ装置（１４６）はガス燃料または気化液体燃料を 噴射するようになっている請求項２２に記載の燃焼室。 ３２．ガスタービンエンジンの操作開始から所定の出力動力水準が得られるまで パイロブト燃料インジェクタ（８６）からの燃料を第１の燃料空気混合領域（６ ４）にのみ供給する段階と、所定の水準より大きな出力動力水準のために第１の 燃料空気混合領域（６４）に流すために、第１の半径方向の流れ渦巻き器（６６ ，６８，７０）の羽根（７０）の間に形成された少なくとも１つの通路（７２） 及び第２の半径方向の流れ渦巻き器（６８，７４，７６）の羽根（７４）の間に 形成された少なくとも１つの通路（８０）に第１の燃料インジェクタ装置（８８ ）から燃料を供給する段階と、第１の燃料空気混合領域（６４）の下流の燃焼室 の内側に流すために第２の燃料インジェクタ装置（１０４）から第２の燃料空気 混合領域（９４）に燃料を同時に供給する段階とを有する請求項１１に記載のガ スタービンエンジン燃焼室を操作する方法。 ３３．所定の出力動力水準は、３５％から４０％の動力である請求項３２に記載 の方法。 ３４．第１の燃料インジェクタ装置から供給される燃料の比率は４０％から１０ ０％の出力動力水準から燃焼室に供給される全体の燃料の７５％から５０％に変 化する請求項３３に記載の方法。 ３５．ガスタービンエンジンの操作開始から所定の出力動力水準が得られるまで パイロット燃料インジェクタ（８６）からの燃料を第１の燃料空気混合領域（６ ４）にのみ供給する段階と、所定の水準より大きな出力動力水準のために第１の 燃料空気混合領域（６４）に流すために、第１の半径方向の流れ渦巻き器（６６ ，６８，７０）の羽根（７０）の間に形成された少なくとも１つの通路（７２） 及び第２の半径方向の流れ渦巻き器（６８，７４，７６）の羽根（７４）の間に 形成された少なくとも１つの通路（８０）に第１の燃料インジェクタ装置（８８ ）から燃料を供給する段階と、第１の燃料空気混合領域（６４）の下流の燃焼室 の内側の第２の燃焼領域に流すために第２の燃料空気混合領域（９４）に燃料を 同時に供給する段階と、第２の所定の水準より大きな出力動力水準及び所定の温 度より大きな大気温度において第２の燃焼領域（１１２）の下流の燃焼室（２３ ６）の内側の第３の燃焼領域（１５０）に流すために第３の燃料空気混合領域（ １３８）に燃料を供給する段階とを有するガスタービンエンジン燃焼室を操作す る方法。 ３６．所定の出力動力水準は、３５％から４０％の動力である請求項３５に記載 の方法。 ３７．第１の燃焼領域（６４）と、第１の燃焼領域（６４）に相互接続され、そ の下流に配置された第２の燃焼領域（１１２）と、第２の燃焼領域（１１２）に 相互接続され、その下流に配置された第３の燃焼領域（１５０）と、第１の空気 を第１の燃焼領域（６４）に供給するための第１の空気取り入れ口装置（８２） と、燃料を第１の燃焼領域（６４）に供給するためのパイロット燃料インジェク タ装置（８６）と、燃料を第１の燃焼領域（６４）に供給するための第１の燃料 インジェクタ装置（８８）と、第２の空気を第２の燃焼領域（１１２）に供給す るための第２の空気取り入れ装置（１０２）と、燃料を第２の燃焼領域（１１２ ）に供給するための第２の燃料インジェクタ装置（１０４）と、第３の空気を第 ３の燃焼領域（１５０）に供給する第３の空気取り入れ口装置（１４４）と、燃 料を第３の燃焼領域（１５０）に供給するための第３の燃料インジェクタ装置（ １４６）とを有するガスタービンエンジン燃焼室。 ３８．第２の燃焼領域（１１２）は、スロート（１２２）によって第１の燃焼領 域（６４）に相互に接続されている請求項３７に記載の燃焼室。 ３９．第３の燃焼領域（１５０）は、第２のスロート（１３６）によって第２の 燃焼領域（６４）に相互に接続されている請求項３７に記載の燃焼室。