JPH08247462A - ガスタービンエンジンモジュール用の対流冷却型燃料／空気予備混合物用単段燃焼器 - Google Patents
ガスタービンエンジンモジュール用の対流冷却型燃料／空気予備混合物用単段燃焼器Info
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- JPH08247462A JPH08247462A JP7048976A JP4897695A JPH08247462A JP H08247462 A JPH08247462 A JP H08247462A JP 7048976 A JP7048976 A JP 7048976A JP 4897695 A JP4897695 A JP 4897695A JP H08247462 A JPH08247462 A JP H08247462A
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- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 ＮＯｘ及びＣＯレベルを著しく下げる燃焼シ
ステムを提供する。 【構成】 環状燃焼器システム10は、単段燃焼器を形成
する環状ライナーハウジング40と、所定の（特に一定
の）リーン燃料／空気混合物を環状ライナーハウジング
40の燃焼域54に導入するための外部の燃料／空気プレミ
キサ60とを有する。圧縮空気導管は圧縮空気の一部をプ
レミキサ60に送給し、残部を燃焼器の希釈域56に送給す
る。環状ハウジング40及びタービンシュラウド303 の対
流冷却は、燃焼域内の燃料／空気比を低下させることな
く圧縮空気の残部により行う。プレミキサ60はベンチュ
リ68と、燃料をベンチュリ68内にスプレーして完全に予
備混合した燃料／空気を得るための燃料ノズル64を有す
る。ベンチュリ68は、ベンチュリ入口及び燃料ノズル出
口（液体燃料スプレがベンチュリ内壁に衝突して液体燃
料の気化が増大するのを防止するために、ベンチュリ入
口から離隔している）を包囲する多孔の流れ平滑化用プ
レミキサ開始用部材326 を有する。
ステムを提供する。 【構成】 環状燃焼器システム10は、単段燃焼器を形成
する環状ライナーハウジング40と、所定の（特に一定
の）リーン燃料／空気混合物を環状ライナーハウジング
40の燃焼域54に導入するための外部の燃料／空気プレミ
キサ60とを有する。圧縮空気導管は圧縮空気の一部をプ
レミキサ60に送給し、残部を燃焼器の希釈域56に送給す
る。環状ハウジング40及びタービンシュラウド303 の対
流冷却は、燃焼域内の燃料／空気比を低下させることな
く圧縮空気の残部により行う。プレミキサ60はベンチュ
リ68と、燃料をベンチュリ68内にスプレーして完全に予
備混合した燃料／空気を得るための燃料ノズル64を有す
る。ベンチュリ68は、ベンチュリ入口及び燃料ノズル出
口（液体燃料スプレがベンチュリ内壁に衝突して液体燃
料の気化が増大するのを防止するために、ベンチュリ入
口から離隔している）を包囲する多孔の流れ平滑化用プ
レミキサ開始用部材326 を有する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、低レベルの窒素酸化物
及び一酸化炭素しか発生しないガスタービン式ガス発生
器、ガスタービンエンジン又はその他の熱機関用の燃焼
システムに関し、特にガスタービン又はガス発生器モジ
ュールで燃料を燃焼するシステム、方法及び装置であっ
て、燃焼前（さらに必要に応じて液体燃料を完全に揮発
させる前）に燃料と空気を十分に予備混合し、好ましく
は液体燃料を完全に気化させるとともに、全てのエンジ
ン作動条件で燃焼域にほとんど一定のリーン燃焼用の燃
料／空気比を与えることにより、ＮＯｘ及びＣＯのレベ
ルを著しく下げるものに関する。さらに本発明は燃焼器
部品の改良に関する。
及び一酸化炭素しか発生しないガスタービン式ガス発生
器、ガスタービンエンジン又はその他の熱機関用の燃焼
システムに関し、特にガスタービン又はガス発生器モジ
ュールで燃料を燃焼するシステム、方法及び装置であっ
て、燃焼前（さらに必要に応じて液体燃料を完全に揮発
させる前）に燃料と空気を十分に予備混合し、好ましく
は液体燃料を完全に気化させるとともに、全てのエンジ
ン作動条件で燃焼域にほとんど一定のリーン燃焼用の燃
料／空気比を与えることにより、ＮＯｘ及びＣＯのレベ
ルを著しく下げるものに関する。さらに本発明は燃焼器
部品の改良に関する。
【０００２】
【従来の技術及び発明が解決しようとする課題】ガスタ
ービンエンジン及びガス発生器のようなガスタービン装
置は、大気中に多量の窒素酸化物を放出することはない
が、ガスタービンエンジンから放出される窒素酸化物の
量を減らせば窒素酸化物の全量の低減化に寄与すること
になり、その点で多くの国は窒素酸化物の放出量を制限
する法律を制定している。大気中で窒素酸化物を生成す
る窒素と酸素の反応は、ほとんど全ての化学反応と同様
に、温度が高くなるに従って速く進行する。生成したＮ
Ｏｘの量を制限する1 つの方法は、反応温度を制限する
ことである。ＮＯｘは通常サイクル中に最高温度が存在
するガスタービン装置の燃焼工程で発生するので、ＮＯ
ｘの生成量を制限する1 つの方法は、燃焼温度を制限す
ることである。
ービンエンジン及びガス発生器のようなガスタービン装
置は、大気中に多量の窒素酸化物を放出することはない
が、ガスタービンエンジンから放出される窒素酸化物の
量を減らせば窒素酸化物の全量の低減化に寄与すること
になり、その点で多くの国は窒素酸化物の放出量を制限
する法律を制定している。大気中で窒素酸化物を生成す
る窒素と酸素の反応は、ほとんど全ての化学反応と同様
に、温度が高くなるに従って速く進行する。生成したＮ
Ｏｘの量を制限する1 つの方法は、反応温度を制限する
ことである。ＮＯｘは通常サイクル中に最高温度が存在
するガスタービン装置の燃焼工程で発生するので、ＮＯ
ｘの生成量を制限する1 つの方法は、燃焼温度を制限す
ることである。
【０００３】燃料及び空気を導入する唯一の燃焼域を有
する単段燃焼器、及び別々の燃料及び空気導入手段を有
するいくつかの直列に連結した燃焼域を使うパイロット
・バーナーを具備する「多段式の」燃焼器の両方におい
て、燃焼温度及びそれによるＮＯｘの生成を制限するた
めに種々の試みがなされている。米国特許第4,994,149
号、米国特許第4,297,842 号及び米国特許第4,255,927
号は、環状燃焼器の燃焼域及び希釈域への圧縮空気の流
れを制御して、タービン排気ガス中のＮＯｘの濃度を減
少させる単段ガス・タービン燃焼器を開示している。上
記燃焼器において、ほとんど混合されていない燃料と空
気は別々に燃焼器に入り、次いで混合及び燃焼が同じチ
ャンバ内で起こる（特開昭55-45739号を参照）。米国特
許第5,069,029 号、米国特許第4,898,001 号、米国特許
第4,829,764 号、及び米国特許第4,766,721 号は二段燃
焼器を開示している。同様に独国実用新案第99215856.0
号を参照。しかし燃料及び空気は、少くとも部分的に未
混合の状態で各段に送給され、完全な混合はそれぞれの
燃焼域内で起こる。
する単段燃焼器、及び別々の燃料及び空気導入手段を有
するいくつかの直列に連結した燃焼域を使うパイロット
・バーナーを具備する「多段式の」燃焼器の両方におい
て、燃焼温度及びそれによるＮＯｘの生成を制限するた
めに種々の試みがなされている。米国特許第4,994,149
号、米国特許第4,297,842 号及び米国特許第4,255,927
号は、環状燃焼器の燃焼域及び希釈域への圧縮空気の流
れを制御して、タービン排気ガス中のＮＯｘの濃度を減
少させる単段ガス・タービン燃焼器を開示している。上
記燃焼器において、ほとんど混合されていない燃料と空
気は別々に燃焼器に入り、次いで混合及び燃焼が同じチ
ャンバ内で起こる（特開昭55-45739号を参照）。米国特
許第5,069,029 号、米国特許第4,898,001 号、米国特許
第4,829,764 号、及び米国特許第4,766,721 号は二段燃
焼器を開示している。同様に独国実用新案第99215856.0
号を参照。しかし燃料及び空気は、少くとも部分的に未
混合の状態で各段に送給され、完全な混合はそれぞれの
燃焼域内で起こる。
【０００４】また、予備混合された燃料／空気流を燃焼
器に供給するために別々のプレミキサチャンバを利用す
る試みも行われている。特開昭57-41524号は、多段式の
缶型燃焼器へ導入する全燃料流の一部を別の混合チャン
バ中で混合する燃焼器システムを開示している。米国特
許第5016443 号においては、環状プレミキサチャンバに
燃料を注入するために、多数の別々の燃料ノズルが使わ
れている。しかし複数の燃料ノズル及び燃料分岐装置を
使う上記構造は、複雑なために制御が困難となるだけで
なく、初期コストが高いという問題がある。
器に供給するために別々のプレミキサチャンバを利用す
る試みも行われている。特開昭57-41524号は、多段式の
缶型燃焼器へ導入する全燃料流の一部を別の混合チャン
バ中で混合する燃焼器システムを開示している。米国特
許第5016443 号においては、環状プレミキサチャンバに
燃料を注入するために、多数の別々の燃料ノズルが使わ
れている。しかし複数の燃料ノズル及び燃料分岐装置を
使う上記構造は、複雑なために制御が困難となるだけで
なく、初期コストが高いという問題がある。
【０００５】従って、本発明の目的は、ガスタービン式
ガス発生器及びガスタービンエンジンモジュールととも
に使用する燃焼器システム及び装置であって、ガスター
ビン式ガス発生器及びガスタービンエンジンモジュール
の全作動期間中にＮＯｘ、ＣＯ、未燃焼燃料及び燃焼副
生物の放出量を低減させる燃焼器システム及び装置を提
供することである。
ガス発生器及びガスタービンエンジンモジュールととも
に使用する燃焼器システム及び装置であって、ガスター
ビン式ガス発生器及びガスタービンエンジンモジュール
の全作動期間中にＮＯｘ、ＣＯ、未燃焼燃料及び燃焼副
生物の放出量を低減させる燃焼器システム及び装置を提
供することである。
【０００６】本発明の別の目的は、多数の別々のプレミ
キサとマッチさせる必要がないために、他の従来の環状
燃焼器装置及びシステムと比較して極めて構造が簡単
で、操作が容易で、装置の初期コストが低く、燃料／空
気比の制御性が非常に改善された装置を提供することで
ある。本発明はまた熱勾配を著しく低減することにより
ライナーの亀裂の条件を緩和する。
キサとマッチさせる必要がないために、他の従来の環状
燃焼器装置及びシステムと比較して極めて構造が簡単
で、操作が容易で、装置の初期コストが低く、燃料／空
気比の制御性が非常に改善された装置を提供することで
ある。本発明はまた熱勾配を著しく低減することにより
ライナーの亀裂の条件を緩和する。
【０００７】本発明のさらに別の目的は、燃焼器システ
ムで使用する液体燃料に特に好適なプレミキサ装置を提
供することである。
ムで使用する液体燃料に特に好適なプレミキサ装置を提
供することである。
【０００８】本発明のさらに別の目的は、ガスタービン
モジュールの異なる構成部品、特にタービンシュラウド
（shroud）の冷却条件を統合することができる燃焼器シ
ステム及び装置を提供することである。
モジュールの異なる構成部品、特にタービンシュラウド
（shroud）の冷却条件を統合することができる燃焼器シ
ステム及び装置を提供することである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本明細書に記載の本発明
によれば、ガスタービンエンジンモジュールの燃焼器に
送給するために各供給源から受け取る液体燃料及び圧縮
空気を予備混合する装置は、入口及び軸線を有するベン
チュリを有し、前記ベンチュリ入口はそこに入る圧縮空
気用の流路を形成するために圧縮空気源に連通する。本
装置はまた、燃料源に連通するとともに燃料の微細なス
プレー粒子をベンチュリ入口領域に送給するように配置
された出口を有する燃料ノズルを有する。ノズル出口は
ベンチュリの軸線に沿ってベンチュリ入口から上流方向
に離隔している。本装置はさらに、ベンチュリ入口及び
燃料ノズル出口を包囲するように圧縮空気流路内に配置
された多孔部材を有する。
によれば、ガスタービンエンジンモジュールの燃焼器に
送給するために各供給源から受け取る液体燃料及び圧縮
空気を予備混合する装置は、入口及び軸線を有するベン
チュリを有し、前記ベンチュリ入口はそこに入る圧縮空
気用の流路を形成するために圧縮空気源に連通する。本
装置はまた、燃料源に連通するとともに燃料の微細なス
プレー粒子をベンチュリ入口領域に送給するように配置
された出口を有する燃料ノズルを有する。ノズル出口は
ベンチュリの軸線に沿ってベンチュリ入口から上流方向
に離隔している。本装置はさらに、ベンチュリ入口及び
燃料ノズル出口を包囲するように圧縮空気流路内に配置
された多孔部材を有する。
【００１０】多孔部材の個々の孔は、多孔部材内に流入
する圧縮空気を、ベンチュリに対して半径方向、半径方
向／軸線方向又は軸線方向に向かせるような構造を有す
るのが好ましい。多孔部材の内面上で個々の孔の上端部
にリップ部を設けるのが好ましく、各リップ部はベンチ
ュリの軸線に対して傾斜した自由端を有する。
する圧縮空気を、ベンチュリに対して半径方向、半径方
向／軸線方向又は軸線方向に向かせるような構造を有す
るのが好ましい。多孔部材の内面上で個々の孔の上端部
にリップ部を設けるのが好ましく、各リップ部はベンチ
ュリの軸線に対して傾斜した自由端を有する。
【００１１】また本発明によれば、圧縮空気源及び燃料
源とともに作動する燃焼器システムは、タービンシュラ
ウドを有するガスタービンとともに使用するもので、燃
焼チャンバを形成するハウジングと、燃料源に連通して
いるプレミキサ手段と、ハウジングの少なくとも一部及
びタービンシュラウドを対流冷却するために圧縮空気の
ほぼ残部を流す導管手段とを有し、前記圧縮空気源と前
記ハウジングは燃料を圧縮空気の一部と混合して得られ
た燃料／空気混合物を前記ハウジングに送給する。
源とともに作動する燃焼器システムは、タービンシュラ
ウドを有するガスタービンとともに使用するもので、燃
焼チャンバを形成するハウジングと、燃料源に連通して
いるプレミキサ手段と、ハウジングの少なくとも一部及
びタービンシュラウドを対流冷却するために圧縮空気の
ほぼ残部を流す導管手段とを有し、前記圧縮空気源と前
記ハウジングは燃料を圧縮空気の一部と混合して得られ
た燃料／空気混合物を前記ハウジングに送給する。
【００１２】圧縮空気の残部をハウジングの一部及びシ
ュラウドを冷却した後で希釈用空気としてハウジングに
送給するために、導管手段はハウジングに連通している
のが好ましい。
ュラウドを冷却した後で希釈用空気としてハウジングに
送給するために、導管手段はハウジングに連通している
のが好ましい。
【００１３】上記発明の技術的意義は、燃焼工程の力学
的考察から分かる。排気ガス中の窒素酸化物の量は以下
の式： ＮＯｘ＝ 3.2×10-6×EXP(7.97×10-3×Ｔ）・Ｐ-2 （ただし、Ｔは°Ｋで表した炎温度であり、ＮＯｘは、
燃焼域から流出する窒素酸化物（ＮＯ2 として表わす）
の濃度（体積ｐｐｍで表わす）であり、Ｐは気圧（atm
で表す）である。）により表すことができる。炎温度
は、完全に予備混合された混合物の燃料／空気比と、燃
焼器入口における空気及び燃料の温度との関数である。
純粋な燃料に対して炎温度が約2550°ランキン（1417°
Ｋ）を超える場合、あるいは窒素のような非燃焼性希釈
剤を含んでいる燃料に対して炎温度が約2550°ランキン
（1417°Ｋ）より僅かに高い場合、燃焼器中の炎が燃え
続けることが経験的に分かった。しかしこのレベルでは
炎は消える寸前であり、一酸化炭素の放出量は多い。
的考察から分かる。排気ガス中の窒素酸化物の量は以下
の式： ＮＯｘ＝ 3.2×10-6×EXP(7.97×10-3×Ｔ）・Ｐ-2 （ただし、Ｔは°Ｋで表した炎温度であり、ＮＯｘは、
燃焼域から流出する窒素酸化物（ＮＯ2 として表わす）
の濃度（体積ｐｐｍで表わす）であり、Ｐは気圧（atm
で表す）である。）により表すことができる。炎温度
は、完全に予備混合された混合物の燃料／空気比と、燃
焼器入口における空気及び燃料の温度との関数である。
純粋な燃料に対して炎温度が約2550°ランキン（1417°
Ｋ）を超える場合、あるいは窒素のような非燃焼性希釈
剤を含んでいる燃料に対して炎温度が約2550°ランキン
（1417°Ｋ）より僅かに高い場合、燃焼器中の炎が燃え
続けることが経験的に分かった。しかしこのレベルでは
炎は消える寸前であり、一酸化炭素の放出量は多い。
【００１４】両汚染源のレベルを許容範囲内に低くする
ために、燃焼器入口温度に関連して、約2800〜3000°ラ
ンキン（1556〜1667°Ｋ）の炎温度を出す燃料／空気比
を形成するのが望ましい。ＮＯｘレベルをさらに低減す
るために希釈用空気を加える前では、ＮＯｘレベルは１
気圧当たり0.8 〜2.0 ppmv（体積ppm ）であることが上
記式から分かる。これらの温度での一酸化炭素レベルは
20ppmv未満であり、より高い圧力ではさらに低いこと
が、経験的に分かった。
ために、燃焼器入口温度に関連して、約2800〜3000°ラ
ンキン（1556〜1667°Ｋ）の炎温度を出す燃料／空気比
を形成するのが望ましい。ＮＯｘレベルをさらに低減す
るために希釈用空気を加える前では、ＮＯｘレベルは１
気圧当たり0.8 〜2.0 ppmv（体積ppm ）であることが上
記式から分かる。これらの温度での一酸化炭素レベルは
20ppmv未満であり、より高い圧力ではさらに低いこと
が、経験的に分かった。
【００１５】本発明の燃焼チャンバ中での一定の燃料／
空気比は、プレミキサへの空気流を燃料流量と比例させ
るように調節することにより得られる。燃料が液滴又は
拡散ガス炎として燃やされるとき、燃焼はほぼ化学量論
的値で進み、局所的な温度は非常に高く、もって過剰な
ＮＯｘを生成するので、平均の温度を制限するだけでは
十分ないことが経験的に分かった。ＮＯｘの生成量を最
低にするために、本発明の環状燃焼器は、燃焼チャンバ
自身から離隔したベンチュリを含む予備混合チャンバ中
で、全ての燃料及び燃焼空気を完全に予備混合し、液体
燃料を使用する場合には、燃料及び空気を予備混合する
前に液体燃料を気化させる。ある種のガスタービンエン
ジン（主として、定速で運転しなければならないので単
一シャフトで直列的に連結した発電装置用）では、空気
流量は出力レベルに関係なくほとんど一定であり、また
別のガスタービンエンジン（例えば、フリータービンユ
ニット及び推進力ユニット等用）では、空気流量は出力
レベルの低下とともに減少する。両型のユニットに対し
て一定の燃料／空気比を維持するためには、燃料弁に結
合して、ほとんど一定の燃料／空気比を与えるのに必要
な空気量を提供する空気弁を設けなければならないこと
がある。明らかに空気弁は２つのタイプのエンジンので
は異なるが、原理は同じである。
空気比は、プレミキサへの空気流を燃料流量と比例させ
るように調節することにより得られる。燃料が液滴又は
拡散ガス炎として燃やされるとき、燃焼はほぼ化学量論
的値で進み、局所的な温度は非常に高く、もって過剰な
ＮＯｘを生成するので、平均の温度を制限するだけでは
十分ないことが経験的に分かった。ＮＯｘの生成量を最
低にするために、本発明の環状燃焼器は、燃焼チャンバ
自身から離隔したベンチュリを含む予備混合チャンバ中
で、全ての燃料及び燃焼空気を完全に予備混合し、液体
燃料を使用する場合には、燃料及び空気を予備混合する
前に液体燃料を気化させる。ある種のガスタービンエン
ジン（主として、定速で運転しなければならないので単
一シャフトで直列的に連結した発電装置用）では、空気
流量は出力レベルに関係なくほとんど一定であり、また
別のガスタービンエンジン（例えば、フリータービンユ
ニット及び推進力ユニット等用）では、空気流量は出力
レベルの低下とともに減少する。両型のユニットに対し
て一定の燃料／空気比を維持するためには、燃料弁に結
合して、ほとんど一定の燃料／空気比を与えるのに必要
な空気量を提供する空気弁を設けなければならないこと
がある。明らかに空気弁は２つのタイプのエンジンので
は異なるが、原理は同じである。
【００１６】しかし本発明は、別の圧縮空気弁により与
えられる燃料／空気比を正確に制御する必要がない用途
（例えばフリータービンやフリージェット推進のような
用途）においても非常に有用である。これらの用途では
ガス発生器の回転数（ｒｐｍ）の燃料流速に対する依存
性により、圧縮空気の全体的な制御をある程度行うこと
ができる。従って、燃焼効率の向上及び構造の単純化
（予備混合した燃料／空気を接線方向に導入することや
燃料と予備混合しない圧縮空気の実質的に全ての部分を
対流冷却用に使用することから得られる）は、圧縮空気
弁があってもそれを一定の開度にプリセットすることが
できる用途、あるいは弁が全くないような用途に対して
非常に有利である。
えられる燃料／空気比を正確に制御する必要がない用途
（例えばフリータービンやフリージェット推進のような
用途）においても非常に有用である。これらの用途では
ガス発生器の回転数（ｒｐｍ）の燃料流速に対する依存
性により、圧縮空気の全体的な制御をある程度行うこと
ができる。従って、燃焼効率の向上及び構造の単純化
（予備混合した燃料／空気を接線方向に導入することや
燃料と予備混合しない圧縮空気の実質的に全ての部分を
対流冷却用に使用することから得られる）は、圧縮空気
弁があってもそれを一定の開度にプリセットすることが
できる用途、あるいは弁が全くないような用途に対して
非常に有利である。
【００１７】本発明では、効果的に一酸化炭素及び炭化
水素を燃やすために、唯一の燃焼域を使い、燃料／空気
比及び炎温度は常に十分に高い。従って本発明では、燃
焼の各段間に移行域ができないようにすることにより、
窒素酸化物の生成量が低いのみならず、一酸化炭素及び
未燃焼炭化水素の放出量も少ない。本発明は唯一の燃焼
域を有するので、第一及び第二燃焼域（多段式燃焼器）
を分離したり、そのような分離部分を冷却する必要がな
い。またパイロット炎又は関連装置を使用する必要もな
い。さらに正確な１つの燃料制御弁（あるいは多くても
精度及び漏洩に関して許容度が大きい１つの空気制御
弁）を有するだけで、システムの制御を非常に単純化す
ることができる。さらに圧縮空気制御弁がなくてもよい
ような用途でも同様な単純化が得られる。
水素を燃やすために、唯一の燃焼域を使い、燃料／空気
比及び炎温度は常に十分に高い。従って本発明では、燃
焼の各段間に移行域ができないようにすることにより、
窒素酸化物の生成量が低いのみならず、一酸化炭素及び
未燃焼炭化水素の放出量も少ない。本発明は唯一の燃焼
域を有するので、第一及び第二燃焼域（多段式燃焼器）
を分離したり、そのような分離部分を冷却する必要がな
い。またパイロット炎又は関連装置を使用する必要もな
い。さらに正確な１つの燃料制御弁（あるいは多くても
精度及び漏洩に関して許容度が大きい１つの空気制御
弁）を有するだけで、システムの制御を非常に単純化す
ることができる。さらに圧縮空気制御弁がなくてもよい
ような用途でも同様な単純化が得られる。
【００１８】本明細書において特に詳細に記載する燃料
／空気混合装置では、出口での燃料／空気重量比がほと
んど均一である。もちろんベンチュリ内のどの地点にお
いても、軸線方向速度を炎が乱流となる速度より早く保
つことが必要であり、燃料／空気混合系内で再循環によ
り起こるいかなるフラッシュバックも防止することが必
要である。これらの必要条件が満たされるならば、燃料
／空気混合物が予備混合装置を出る前に、燃焼が起こる
ことはない。
／空気混合装置では、出口での燃料／空気重量比がほと
んど均一である。もちろんベンチュリ内のどの地点にお
いても、軸線方向速度を炎が乱流となる速度より早く保
つことが必要であり、燃料／空気混合系内で再循環によ
り起こるいかなるフラッシュバックも防止することが必
要である。これらの必要条件が満たされるならば、燃料
／空気混合物が予備混合装置を出る前に、燃焼が起こる
ことはない。
【００１９】本発明の他の目的及び利点を以下に説明す
るが、その他の点は以下の記載及び本発明の実施から明
らかになる。本発明の目的及び利点は、特許請求の範囲
の欄に記載した装置及び組合せから理解することがで
き、またそれらにより達成することができる。
るが、その他の点は以下の記載及び本発明の実施から明
らかになる。本発明の目的及び利点は、特許請求の範囲
の欄に記載した装置及び組合せから理解することがで
き、またそれらにより達成することができる。
【００２０】
【実施例】添付図面に示す本発明の好ましい実施例を以
下に説明する。
下に説明する。
【００２１】図１は、参照番号10により一般的に示す本
発明の燃焼器システムを示す。図示の燃焼器システム10
は、ラジアルガスタービンエンジンモジュール12ととも
に使用するものである。ガスタービンエンジンモジュー
ル12は、軸線18の回りに回転できるシャフト16が内部に
取り付けられた圧力ハウジング14を有する。シャフト16
の一端にラジアルタービン20が取り付けられており、ラ
ジアルタービン20は、シャフト16の他端に取り付けられ
た遠心圧縮器22を駆動する。図１に示す構造では、ガス
タービンエンジンモジュール12の出力は、遠心圧縮器22
に近接する機械的連結装置（24で一般的に示す）から取
り出す。しかし本発明の燃焼器システムは、当業者であ
れば直ちに理解するように、例えば「フリー出力タービ
ン」（図８）、「フリージェット」推進ユニット（図示
せず）、又は１つ以上のプレミキサ組立体を有する他の
タービン・エンジンシステムと組み合わせて、ガス発生
器に使用することもできる。また本発明はラジアルガス
タービンエンジン又はガス発生器のモジュールとともに
使用する場合に限られるものではなく、少くとも最も広
い意味でアキシャルタービンエンジンモジュール、アキ
シャル−ラジアル混合型タービンエンジンモジュール及
びガス発生器モジュールとともに使用することもでき
る。
発明の燃焼器システムを示す。図示の燃焼器システム10
は、ラジアルガスタービンエンジンモジュール12ととも
に使用するものである。ガスタービンエンジンモジュー
ル12は、軸線18の回りに回転できるシャフト16が内部に
取り付けられた圧力ハウジング14を有する。シャフト16
の一端にラジアルタービン20が取り付けられており、ラ
ジアルタービン20は、シャフト16の他端に取り付けられ
た遠心圧縮器22を駆動する。図１に示す構造では、ガス
タービンエンジンモジュール12の出力は、遠心圧縮器22
に近接する機械的連結装置（24で一般的に示す）から取
り出す。しかし本発明の燃焼器システムは、当業者であ
れば直ちに理解するように、例えば「フリー出力タービ
ン」（図８）、「フリージェット」推進ユニット（図示
せず）、又は１つ以上のプレミキサ組立体を有する他の
タービン・エンジンシステムと組み合わせて、ガス発生
器に使用することもできる。また本発明はラジアルガス
タービンエンジン又はガス発生器のモジュールとともに
使用する場合に限られるものではなく、少くとも最も広
い意味でアキシャルタービンエンジンモジュール、アキ
シャル−ラジアル混合型タービンエンジンモジュール及
びガス発生器モジュールとともに使用することもでき
る。
【００２２】図１において、ガスタービンエンジンモジ
ュール12は、一般的に以下のように作動する。矢印26に
より示す方向に遠心圧縮器22に導入された空気は、遠心
的に加速され、ディフューザ 28 に入って静的圧力を増
大する。ディフューザ 28 から出た圧縮空気は、プレナ
ム・チャンバ30に集められ、次いでプレナム30から出た
圧縮空気は、燃焼器システム10のプレミキサ 60 によ
り、燃料源32から来る燃料と混合され、燃焼して熱い排
気ガスを生成する。熱い排気ガスは入口案内ベーン34を
経てラジアルタービン20に流入し、そこで出力が得られ
る。タービン20から出る排気ガスは大気中に放出される
か、あるいは後段のエンジンモジュールに送給される。
フリー出力タービン配列の場合、タービン20から出たガ
スは一層大きな出力を得るためにフリー出力タービンに
送給される。
ュール12は、一般的に以下のように作動する。矢印26に
より示す方向に遠心圧縮器22に導入された空気は、遠心
的に加速され、ディフューザ 28 に入って静的圧力を増
大する。ディフューザ 28 から出た圧縮空気は、プレナ
ム・チャンバ30に集められ、次いでプレナム30から出た
圧縮空気は、燃焼器システム10のプレミキサ 60 によ
り、燃料源32から来る燃料と混合され、燃焼して熱い排
気ガスを生成する。熱い排気ガスは入口案内ベーン34を
経てラジアルタービン20に流入し、そこで出力が得られ
る。タービン20から出る排気ガスは大気中に放出される
か、あるいは後段のエンジンモジュールに送給される。
フリー出力タービン配列の場合、タービン20から出たガ
スは一層大きな出力を得るためにフリー出力タービンに
送給される。
【００２３】本発明によれば、燃焼器システムは燃焼チ
ャンバを形成する円筒形ハウジングを有し、ハウジング
は軸線を有するとともに、チャンバの軸線方向一端に近
接する少くとも１つの吸入ポートを有する。チャンバの
軸線方向一端に隣接するチャンバ部分は単段燃焼域を有
することが重要である。排気はチャンバの軸線方向対向
端部に位置し、チャンバの軸線方向対向端部に隣接する
燃焼チャンバ部分は希釈域を有する。ハウジングはさら
に希釈域と連通する希釈ポートの形状の開口部手段を有
する。
ャンバを形成する円筒形ハウジングを有し、ハウジング
は軸線を有するとともに、チャンバの軸線方向一端に近
接する少くとも１つの吸入ポートを有する。チャンバの
軸線方向一端に隣接するチャンバ部分は単段燃焼域を有
することが重要である。排気はチャンバの軸線方向対向
端部に位置し、チャンバの軸線方向対向端部に隣接する
燃焼チャンバ部分は希釈域を有する。ハウジングはさら
に希釈域と連通する希釈ポートの形状の開口部手段を有
する。
【００２４】図１に示すように、燃焼器システム10は、
ほぼトロイダル状の環状燃焼器ライナーハウジング40を
有する。図１の好ましい実施例では環状ハウジングを図
示しているが、「缶型」の円筒形ハウジングもまた使用
可能である。ライナーハウジング40は圧力ハウジング14
内にあり、その軸線42は実質的にガスタービンエンジン
モジュールの軸線18と一致する。ライナーハウジング40
は、吸入ポート43を除いて軸線方向端部44で閉じられて
いるが、軸線方向端部46では開放して環状排出ポート48
を形成している。排出ポート48は、入口案内ベーン34を
有するチャネル50を介してラジアルタービン20と流体連
通している。
ほぼトロイダル状の環状燃焼器ライナーハウジング40を
有する。図１の好ましい実施例では環状ハウジングを図
示しているが、「缶型」の円筒形ハウジングもまた使用
可能である。ライナーハウジング40は圧力ハウジング14
内にあり、その軸線42は実質的にガスタービンエンジン
モジュールの軸線18と一致する。ライナーハウジング40
は、吸入ポート43を除いて軸線方向端部44で閉じられて
いるが、軸線方向端部46では開放して環状排出ポート48
を形成している。排出ポート48は、入口案内ベーン34を
有するチャネル50を介してラジアルタービン20と流体連
通している。
【００２５】さらに図１を参照して、ライナーハウジン
グ40により形成されたトロイダル状のチャンバ52は、異
なる作用を有する２つのほぼ軸線方向のセクションを有
する。軸線方向一端44に隣接するセクション54は単段燃
焼域を形成し、ハウジング端部46に隣接するセクション
56は希釈域を形成する。希釈域56に開口するライナーハ
ウジング40に、複数の開口部58a 、58b が設けられてい
る。ハウジングの軸線42を基準として、希釈ポート58a
はライナーハウジング40の外周面に形成された一連の開
口部であり、希釈ポート58b はライナーハウジング40の
内周面に形成された一連の開口部である。開口部手段
は、一般的に圧縮空気導管手段（以下にさらに詳細に記
載する）から来る圧縮空気を燃焼チャンバ52の希釈域56
に導入するための希釈ポート58a 及び58b を有する。し
かし希釈用開口部は、燃焼器ライナーの内外壁の両方に
設ける必要はなく、例えば希釈用空気の全流量に適応し
た大きさの開口部58b を使用すれば、開口部58a を省略
することができる。
グ40により形成されたトロイダル状のチャンバ52は、異
なる作用を有する２つのほぼ軸線方向のセクションを有
する。軸線方向一端44に隣接するセクション54は単段燃
焼域を形成し、ハウジング端部46に隣接するセクション
56は希釈域を形成する。希釈域56に開口するライナーハ
ウジング40に、複数の開口部58a 、58b が設けられてい
る。ハウジングの軸線42を基準として、希釈ポート58a
はライナーハウジング40の外周面に形成された一連の開
口部であり、希釈ポート58b はライナーハウジング40の
内周面に形成された一連の開口部である。開口部手段
は、一般的に圧縮空気導管手段（以下にさらに詳細に記
載する）から来る圧縮空気を燃焼チャンバ52の希釈域56
に導入するための希釈ポート58a 及び58b を有する。し
かし希釈用開口部は、燃焼器ライナーの内外壁の両方に
設ける必要はなく、例えば希釈用空気の全流量に適応し
た大きさの開口部58b を使用すれば、開口部58a を省略
することができる。
【００２６】さらに本発明では、円筒形ハウジングの外
側に配置された少なくとも１つの燃料／空気プレミキサ
は、圧縮空気流の一部を燃料と混合して燃料／空気混合
物を生成し、その混合物を吸入ポートを通して燃焼域に
送給する。燃料／空気プレミキサは、圧縮空気吸入手
段、燃料吸入手段、及び吸入した圧縮空気の流れを滑ら
かにするとともに吸入した圧縮空気を燃料と混合するた
めのチャンバ手段を有する。本明細書で具体的に記載す
るように（図１を参照）、燃焼システム10はさらに参照
番号60により一般的に示す単一の燃料／空気プレミキサ
を有する。プレミキサ 60 は、以下に一層詳細に記載す
る導管手段から圧縮空気吸入ハウジング組立体62、及び
燃料ライン66を通して燃料源32から燃料を吸入する単一
燃料ノズル64を有する。図１に示す燃料ノズル64は、液
体燃料とともに使用する場合に噴霧化及び気化の促進に
特に有利な「エアブラスト」式燃料ノズルである。しか
し気体燃料に「エアブラスト」式ノズルを使用すると、
以下に記載するベンチュリ部材に供給する前に、燃料を
空気と初期混合するという利点がある。従って、本発明
の燃焼システムは液体燃料又はエアブラスト燃料ノズル
の使用に制限されず、気体燃料及び渦流型ノズルのよう
な他の型の燃料ノズルも使用することができる。
側に配置された少なくとも１つの燃料／空気プレミキサ
は、圧縮空気流の一部を燃料と混合して燃料／空気混合
物を生成し、その混合物を吸入ポートを通して燃焼域に
送給する。燃料／空気プレミキサは、圧縮空気吸入手
段、燃料吸入手段、及び吸入した圧縮空気の流れを滑ら
かにするとともに吸入した圧縮空気を燃料と混合するた
めのチャンバ手段を有する。本明細書で具体的に記載す
るように（図１を参照）、燃焼システム10はさらに参照
番号60により一般的に示す単一の燃料／空気プレミキサ
を有する。プレミキサ 60 は、以下に一層詳細に記載す
る導管手段から圧縮空気吸入ハウジング組立体62、及び
燃料ライン66を通して燃料源32から燃料を吸入する単一
燃料ノズル64を有する。図１に示す燃料ノズル64は、液
体燃料とともに使用する場合に噴霧化及び気化の促進に
特に有利な「エアブラスト」式燃料ノズルである。しか
し気体燃料に「エアブラスト」式ノズルを使用すると、
以下に記載するベンチュリ部材に供給する前に、燃料を
空気と初期混合するという利点がある。従って、本発明
の燃焼システムは液体燃料又はエアブラスト燃料ノズル
の使用に制限されず、気体燃料及び渦流型ノズルのよう
な他の型の燃料ノズルも使用することができる。
【００２７】燃料／空気プレミキサ60は、さらに燃料／
空気プレミキサハウジング組立体62の内に配置されたベ
ンチュリ入口70、及び吸入ポート43に連結するベンチュ
リ出口72を有するベンチュリ68の形状の混合チャンバ手
段を有する。一般にベンチュリ出口72は、後述する理由
により入口ポート43と同一面上になければならず、燃焼
域54内に大きく突出してはならない。ベンチュリ68は流
れ方向軸線74を有し、燃料ノズル64は軸線74に沿って実
質的にベンチュリ入口70に燃料スプレーを送給するよう
に位置する。ベンチュリチャンバ内で燃料と圧縮空気を
激しく完全に混合し、かつ矢印76で概略的に示すよう
に、燃料／空気混合物をベンチュリの軸線74に沿って燃
焼域54に導くようにベンチュリ68の流路の断面積及び寸
法を選択する。燃料／空気混合物の最小速さ（アイドリ
ング時の速さ）が燃料／空気混合物の炎伝播速度より大
きくなるように、ベンチュリ出口72の流れ面積を選定し
なければならない。参照番号78により概略的に示すよう
な炎保持手段は、燃焼域54内での燃焼の安定性を向上さ
せるためにベンチュリ出口72付近に設けてもよい。
空気プレミキサハウジング組立体62の内に配置されたベ
ンチュリ入口70、及び吸入ポート43に連結するベンチュ
リ出口72を有するベンチュリ68の形状の混合チャンバ手
段を有する。一般にベンチュリ出口72は、後述する理由
により入口ポート43と同一面上になければならず、燃焼
域54内に大きく突出してはならない。ベンチュリ68は流
れ方向軸線74を有し、燃料ノズル64は軸線74に沿って実
質的にベンチュリ入口70に燃料スプレーを送給するよう
に位置する。ベンチュリチャンバ内で燃料と圧縮空気を
激しく完全に混合し、かつ矢印76で概略的に示すよう
に、燃料／空気混合物をベンチュリの軸線74に沿って燃
焼域54に導くようにベンチュリ68の流路の断面積及び寸
法を選択する。燃料／空気混合物の最小速さ（アイドリ
ング時の速さ）が燃料／空気混合物の炎伝播速度より大
きくなるように、ベンチュリ出口72の流れ面積を選定し
なければならない。参照番号78により概略的に示すよう
な炎保持手段は、燃焼域54内での燃焼の安定性を向上さ
せるためにベンチュリ出口72付近に設けてもよい。
【００２８】ベンチュリ内での混合度（かつ液体燃料の
気化度）が高いと燃焼域54を形成する低速環状チャンバ
に開口するベンチュリ出口での燃焼が安定化するととと
もに遅くなるので、78に示すような炎保持手段は必ずし
も必要ないことが分かった。このような用途において
は、燃焼域54に炎保持手段78のような内部付属物やベン
チュリ出口72のようなプレミキサ60の構成要素が実質的
に存在しないと、比較的「きれいな」燃焼域、すなわち
連結部から剥離したり脱離して下流に運ばれ、タービン
に損傷を与えたり致命的な欠陥を生じさせる物がない燃
焼域ができる。従って、著しくきれいで簡単な燃焼器の
構造は本発明の顕著な利点である。
気化度）が高いと燃焼域54を形成する低速環状チャンバ
に開口するベンチュリ出口での燃焼が安定化するととと
もに遅くなるので、78に示すような炎保持手段は必ずし
も必要ないことが分かった。このような用途において
は、燃焼域54に炎保持手段78のような内部付属物やベン
チュリ出口72のようなプレミキサ60の構成要素が実質的
に存在しないと、比較的「きれいな」燃焼域、すなわち
連結部から剥離したり脱離して下流に運ばれ、タービン
に損傷を与えたり致命的な欠陥を生じさせる物がない燃
焼域ができる。従って、著しくきれいで簡単な燃焼器の
構造は本発明の顕著な利点である。
【００２９】図２に最もよく示すように、ベンチュリの
軸線74がハウジングの軸線42に対して実質的に接線方向
を向くように混合用ベンチュリ68が配置されているの
で、吸入した燃料／空気混合物は燃焼域54内で軸線42の
回りに渦巻く。以下に一層詳細に記載する好ましいプレ
ミキサ構造から分かるように、単一燃料ノズルより供給
を受ける単一の燃料／空気プレミキサのみを使用するこ
とにより、燃焼チャンバ52に適切に燃料／空気混合物を
供給することができる。しかし特に燃焼チャンバ52の半
径方向厚さ（軸線42から測定）がその外径に対して小さ
い場合に、複数の燃料／空気プレミキサを使用してもよ
い。
軸線74がハウジングの軸線42に対して実質的に接線方向
を向くように混合用ベンチュリ68が配置されているの
で、吸入した燃料／空気混合物は燃焼域54内で軸線42の
回りに渦巻く。以下に一層詳細に記載する好ましいプレ
ミキサ構造から分かるように、単一燃料ノズルより供給
を受ける単一の燃料／空気プレミキサのみを使用するこ
とにより、燃焼チャンバ52に適切に燃料／空気混合物を
供給することができる。しかし特に燃焼チャンバ52の半
径方向厚さ（軸線42から測定）がその外径に対して小さ
い場合に、複数の燃料／空気プレミキサを使用してもよ
い。
【００３０】本発明の一実施例によれば、燃焼器システ
ムは、ベンチュリの流れ軸の交点に近い位置で環状ライ
ナーハウジング上に配置された点火装置を有する。図２
において、点火装置79は流れ軸74とライナーハウジング
40との交点付近に位置し、燃焼域54内に延びてもその距
離は僅かである。従って、理想的には点火装置79は燃焼
を開始させるためにプレミキサ60から出る燃料／空気混
合物と交差するように位置する。一旦燃焼が開始する
と、燃焼域54内で渦巻く熱い燃焼ガスは燃料／空気混合
物を自動点火させ、点火装置79（電気的でよい）は通常
停止する。
ムは、ベンチュリの流れ軸の交点に近い位置で環状ライ
ナーハウジング上に配置された点火装置を有する。図２
において、点火装置79は流れ軸74とライナーハウジング
40との交点付近に位置し、燃焼域54内に延びてもその距
離は僅かである。従って、理想的には点火装置79は燃焼
を開始させるためにプレミキサ60から出る燃料／空気混
合物と交差するように位置する。一旦燃焼が開始する
と、燃焼域54内で渦巻く熱い燃焼ガスは燃料／空気混合
物を自動点火させ、点火装置79（電気的でよい）は通常
停止する。
【００３１】さらに本発明では、圧縮空気出口と燃料／
空気プレミキサとを連結するために圧縮空気導管手段が
設けられている。燃料／空気プレミキサは、圧縮空気流
の一部をプレミキサ圧縮空気吸入手段に送給するととも
に、圧縮空気流の実質的な残部を希釈用空気を希釈域に
送給するための開口部手段に送給し、同時にライナーの
冷却を行う。本明細書で具体的に説明するように（図１
を参照）、参照番号80により一般的に示す圧縮空気導管
手段は、圧力ハウジング14とライナーハウジング40との
間に配置されたほぼ環状の流路82を有する。流路82はタ
ービンの排気セクションに隣接する圧力ハウジング14の
一部として圧縮空気吸入プレナム30とリング状プレナム
84との間に延在する。上記の通り、燃料／空気プレミキ
サハウジング組立体62は、プレナム84から圧縮空気をベ
ンチュリ入口70に吸入するように連結されている。図示
したプレナム84は環状断面を有するが、他の形状及び位
置も本発明の範囲内である。
空気プレミキサとを連結するために圧縮空気導管手段が
設けられている。燃料／空気プレミキサは、圧縮空気流
の一部をプレミキサ圧縮空気吸入手段に送給するととも
に、圧縮空気流の実質的な残部を希釈用空気を希釈域に
送給するための開口部手段に送給し、同時にライナーの
冷却を行う。本明細書で具体的に説明するように（図１
を参照）、参照番号80により一般的に示す圧縮空気導管
手段は、圧力ハウジング14とライナーハウジング40との
間に配置されたほぼ環状の流路82を有する。流路82はタ
ービンの排気セクションに隣接する圧力ハウジング14の
一部として圧縮空気吸入プレナム30とリング状プレナム
84との間に延在する。上記の通り、燃料／空気プレミキ
サハウジング組立体62は、プレナム84から圧縮空気をベ
ンチュリ入口70に吸入するように連結されている。図示
したプレナム84は環状断面を有するが、他の形状及び位
置も本発明の範囲内である。
【００３２】図１から明らかなように、流路82を流れる
圧縮空気がライナーハウジング40（特に燃焼域54を直接
包囲するライナーハウジングのうち最高の燃焼温度が予
想される86）を冷却するように、流路82は構成されてい
る。ライナーハウジング40の部分86は対流冷却だけを行
えばよく、境膜冷却の必要がない。すなわち、ライナー
ハウジング40の部分86において、流路82内を流れる圧縮
空気は燃焼域54中で燃焼している燃料／空気混合物から
隔離されている。この構造のために燃焼域54中で混合物
の燃料／空気比を制御することができ、かつ所望の希薄
燃料／空気比を有する「単段燃焼器」として作動するこ
とができる。そのような作動によりＮＯｘ、未燃焼燃料
及び燃焼副生物のレベルを低下することができる。以下
に検討するように本発明の燃焼器システムの特有の構造
により、他の従来の燃焼システムと比較するとＮＯｘの
レベルが非常に低くなる。
圧縮空気がライナーハウジング40（特に燃焼域54を直接
包囲するライナーハウジングのうち最高の燃焼温度が予
想される86）を冷却するように、流路82は構成されてい
る。ライナーハウジング40の部分86は対流冷却だけを行
えばよく、境膜冷却の必要がない。すなわち、ライナー
ハウジング40の部分86において、流路82内を流れる圧縮
空気は燃焼域54中で燃焼している燃料／空気混合物から
隔離されている。この構造のために燃焼域54中で混合物
の燃料／空気比を制御することができ、かつ所望の希薄
燃料／空気比を有する「単段燃焼器」として作動するこ
とができる。そのような作動によりＮＯｘ、未燃焼燃料
及び燃焼副生物のレベルを低下することができる。以下
に検討するように本発明の燃焼器システムの特有の構造
により、他の従来の燃焼システムと比較するとＮＯｘの
レベルが非常に低くなる。
【００３３】流路82は実質的に燃焼チャンバ52を包囲
し、燃焼域54を対流冷却するとともに、希釈ポート58a
及び58b に圧縮空気を供給する。図１に示すように、流
路82はまたタービン20に隣接する圧力ハウジング14の部
分、すなわちタービンシュラウドを冷却するために圧縮
空気流を導くチャネル82a を有してもよい。タービン入
口案内ベーン34は、境膜冷却された入口案内ベーンでよ
く、また流路82又は82aから圧縮空気の供給を受けても
よい。また圧縮空気導管手段80は、特に液体燃料用ノズ
ルを使用する場合、圧縮空気吸入プレナム30とエアブラ
スト燃料ノズル64とを連結する別の流路88を有すること
ができる。
し、燃焼域54を対流冷却するとともに、希釈ポート58a
及び58b に圧縮空気を供給する。図１に示すように、流
路82はまたタービン20に隣接する圧力ハウジング14の部
分、すなわちタービンシュラウドを冷却するために圧縮
空気流を導くチャネル82a を有してもよい。タービン入
口案内ベーン34は、境膜冷却された入口案内ベーンでよ
く、また流路82又は82aから圧縮空気の供給を受けても
よい。また圧縮空気導管手段80は、特に液体燃料用ノズ
ルを使用する場合、圧縮空気吸入プレナム30とエアブラ
スト燃料ノズル64とを連結する別の流路88を有すること
ができる。
【００３４】図１に関連した上記説明から明らかなよう
に、圧縮空気導管手段80は、燃料／空気プレミキサ60に
圧縮空気流の一部を導くとともに、圧縮空気流の実質的
な残部を希釈ポート58a 及び58b に導く。燃料／空気プ
レミキサ及び希釈ポートのいずれにも導かれない圧縮空
気流（すなわち、入口案内ベーン34を冷却するために使
用する空気）は非常に少量で、いずれにしても燃焼域内
の燃料／空気混合物を乱すことはなく、タービン20に入
る前に排気ガスをさらに僅かに希釈するだけである。
に、圧縮空気導管手段80は、燃料／空気プレミキサ60に
圧縮空気流の一部を導くとともに、圧縮空気流の実質的
な残部を希釈ポート58a 及び58b に導く。燃料／空気プ
レミキサ及び希釈ポートのいずれにも導かれない圧縮空
気流（すなわち、入口案内ベーン34を冷却するために使
用する空気）は非常に少量で、いずれにしても燃焼域内
の燃料／空気混合物を乱すことはなく、タービン20に入
る前に排気ガスをさらに僅かに希釈するだけである。
【００３５】さらに本発明の一実施例では、プレミキサ
に供給する圧縮空気の流量を定めるために、弁手段が圧
縮空気流路内に配置されている。図１に示す用途のよう
にコンプレッサの速度（従って圧縮空気の体積流量）が
ほとんど燃料の流量に依存しない場合には、圧縮空気弁
手段は特に重要である。本明細書で具体的に説明するよ
うに（図１を参照）、プレナム84からベンチュリ入口70
に入る圧縮空気の流量を定めるために、燃料／空気プレ
ミキサハウジング組立体62内に弁90が設けられている。
弁90は連続的に調整可能であり、弁90の適当な構造は本
発明の燃料／空気プレミキサの好ましい構造の記載に関
連して、以下に一層詳細に検討する。弁穴が変化する
と、プレミキサ60に圧力低下が起こり、希釈域への空気
の質量流れの増加又は減少が生じる。このようにこの変
更及び空気流の分割は燃焼器の外側で起こる。
に供給する圧縮空気の流量を定めるために、弁手段が圧
縮空気流路内に配置されている。図１に示す用途のよう
にコンプレッサの速度（従って圧縮空気の体積流量）が
ほとんど燃料の流量に依存しない場合には、圧縮空気弁
手段は特に重要である。本明細書で具体的に説明するよ
うに（図１を参照）、プレナム84からベンチュリ入口70
に入る圧縮空気の流量を定めるために、燃料／空気プレ
ミキサハウジング組立体62内に弁90が設けられている。
弁90は連続的に調整可能であり、弁90の適当な構造は本
発明の燃料／空気プレミキサの好ましい構造の記載に関
連して、以下に一層詳細に検討する。弁穴が変化する
と、プレミキサ60に圧力低下が起こり、希釈域への空気
の質量流れの増加又は減少が生じる。このようにこの変
更及び空気流の分割は燃焼器の外側で起こる。
【００３６】図３は、別の形状の圧縮空気導管手段を有
する燃焼器システム110 を示す。図１及び図２の実施例
と同じ又は類似の作用を有する構成要素には、「100 」
から始まる以外同じ参照番号を付与する。図３において
参照番号180 で一般的に示す圧縮空気導管手段中で、圧
縮空気捕集プレナム130 とハウジング140 を囲む環状流
路182 との間に分配導管181 を設け、燃料／空気プレミ
キサハウジング組立体162 は、流路182 の上流で分配導
管181 に直接連結している。燃料／空気プレミキサハウ
ジング組立体162 と分配導管181 との間の連結部に弁19
0 が設けられており、空気流は燃料／空気プレミキサ16
0 に流入する第一の部分と、分岐導管部分181aを経て流
路182 に流れる残部とに分割される。図１の実施例（プ
レミキサに流入する圧縮空気の実質的に全ての部分はま
ず燃焼チャンバ52を形成するライナーハウジング部分86
の少くとも一部を冷却するために使用される）と比べ
て、燃料／空気プレミキサ160 に流入する圧縮空気のど
の部分も、燃焼域152 を形成するハウジング140 の部分
186 を冷却するために使われない。しかし図３の実施例
により、希釈ポート158a及び158bに流入する圧縮空気流
部分に対して、燃料／空気プレミキサに流入する圧縮空
気部分を直接制御することができる。それでも、図１に
示す形状の方が、種々の構成要素、主に弁を燃料／空気
プレミキサハウジングと直接一体化できる燃料／空気プ
レミキサ（以下に一層詳細に説明する）の組み立てが容
易であるという理由で好ましいと言うことができる。
する燃焼器システム110 を示す。図１及び図２の実施例
と同じ又は類似の作用を有する構成要素には、「100 」
から始まる以外同じ参照番号を付与する。図３において
参照番号180 で一般的に示す圧縮空気導管手段中で、圧
縮空気捕集プレナム130 とハウジング140 を囲む環状流
路182 との間に分配導管181 を設け、燃料／空気プレミ
キサハウジング組立体162 は、流路182 の上流で分配導
管181 に直接連結している。燃料／空気プレミキサハウ
ジング組立体162 と分配導管181 との間の連結部に弁19
0 が設けられており、空気流は燃料／空気プレミキサ16
0 に流入する第一の部分と、分岐導管部分181aを経て流
路182 に流れる残部とに分割される。図１の実施例（プ
レミキサに流入する圧縮空気の実質的に全ての部分はま
ず燃焼チャンバ52を形成するライナーハウジング部分86
の少くとも一部を冷却するために使用される）と比べ
て、燃料／空気プレミキサ160 に流入する圧縮空気のど
の部分も、燃焼域152 を形成するハウジング140 の部分
186 を冷却するために使われない。しかし図３の実施例
により、希釈ポート158a及び158bに流入する圧縮空気流
部分に対して、燃料／空気プレミキサに流入する圧縮空
気部分を直接制御することができる。それでも、図１に
示す形状の方が、種々の構成要素、主に弁を燃料／空気
プレミキサハウジングと直接一体化できる燃料／空気プ
レミキサ（以下に一層詳細に説明する）の組み立てが容
易であるという理由で好ましいと言うことができる。
【００３７】さらに本発明では、燃料源をプレミキサ燃
料吸入手段に連結させるために、燃料導管手段が設けら
れている。燃料導管手段は、プレミキサ燃料吸入手段と
ともに、プレミキサに流入する全ての燃料用の流路を形
成する。燃料弁手段は、燃料の流量を定めるために燃料
流路内に配置される。本明細書で具体的に説明するよう
に（図１を参照）、燃料ライン66は燃料ノズル64と燃料
源32とを連結している。燃料弁92は燃料ノズル64の直ぐ
上流で燃料ライン66中に配置されており、燃料ノズル64
は上記の通り液体燃料とともに使用するのに特に好適な
「エアブラスト」式燃料ノズルとして示している。
料吸入手段に連結させるために、燃料導管手段が設けら
れている。燃料導管手段は、プレミキサ燃料吸入手段と
ともに、プレミキサに流入する全ての燃料用の流路を形
成する。燃料弁手段は、燃料の流量を定めるために燃料
流路内に配置される。本明細書で具体的に説明するよう
に（図１を参照）、燃料ライン66は燃料ノズル64と燃料
源32とを連結している。燃料弁92は燃料ノズル64の直ぐ
上流で燃料ライン66中に配置されており、燃料ノズル64
は上記の通り液体燃料とともに使用するのに特に好適な
「エアブラスト」式燃料ノズルとして示している。
【００３８】さらに本発明では、プレミキサに送給する
圧縮空気部分及び燃料のそれぞれの流量を実質的に制御
して、吸入ポートより燃焼域に所定の希薄燃料／空気比
の混合物を送給するために、燃焼器システムは圧縮空気
弁手段及び燃料弁手段の両方に連結している制御手段を
有する。本明細書で具体的に説明するように（図１に概
略的に示す）、機械式又は電気式（例えば、マイクロプ
ロセッサ）のいずれでもよいコントローラ94は、圧縮空
気弁90と連結し、直接ベンチュリ入口70に流入する圧縮
空気の流量を実質的に制御する。エアブラスト・ノズル
を使用する場合、燃料／空気プレミキサ60に流入する全
圧縮空気の僅かな部分（典型的には５％以下）を導管88
を経て送給することができ、圧縮空気流の残部95％以上
を弁90により制御することにより、適当な全燃料／空気
比の制御を達成することが期待できる。さらに以下の実
施例に示す天然ガスのような気体燃料を使用する場合に
は、燃料／空気プレミキサに流入する圧縮空気流の全て
を圧縮空気流弁で制御するように、導管88を省略するこ
とができる。
圧縮空気部分及び燃料のそれぞれの流量を実質的に制御
して、吸入ポートより燃焼域に所定の希薄燃料／空気比
の混合物を送給するために、燃焼器システムは圧縮空気
弁手段及び燃料弁手段の両方に連結している制御手段を
有する。本明細書で具体的に説明するように（図１に概
略的に示す）、機械式又は電気式（例えば、マイクロプ
ロセッサ）のいずれでもよいコントローラ94は、圧縮空
気弁90と連結し、直接ベンチュリ入口70に流入する圧縮
空気の流量を実質的に制御する。エアブラスト・ノズル
を使用する場合、燃料／空気プレミキサ60に流入する全
圧縮空気の僅かな部分（典型的には５％以下）を導管88
を経て送給することができ、圧縮空気流の残部95％以上
を弁90により制御することにより、適当な全燃料／空気
比の制御を達成することが期待できる。さらに以下の実
施例に示す天然ガスのような気体燃料を使用する場合に
は、燃料／空気プレミキサに流入する圧縮空気流の全て
を圧縮空気流弁で制御するように、導管88を省略するこ
とができる。
【００３９】また図１に示すように、コントローラ94は
燃料弁92に接続して燃料ノズル64に流入する燃料の流量
を測定する。コントローラ94は燃料／空気プレミキサ60
に流入する燃料流及び圧縮空気流の両方を制御し、もっ
て可燃性混合物の質量流れが負荷の関数として変化する
ように、ガスタービンエンジンモジュールの全作動期間
中に単一の所定の燃料／空気比の混合物を達成すること
ができる。あるいはコントローラ94を、負荷の関数とし
て一連の所定の燃料／空気比の混合物を提供するように
構成することもできる。当業者は文献の記載及び公知の
知識に基づき特定の用途用の適当なコントローラを選び
出して、採用することができる。
燃料弁92に接続して燃料ノズル64に流入する燃料の流量
を測定する。コントローラ94は燃料／空気プレミキサ60
に流入する燃料流及び圧縮空気流の両方を制御し、もっ
て可燃性混合物の質量流れが負荷の関数として変化する
ように、ガスタービンエンジンモジュールの全作動期間
中に単一の所定の燃料／空気比の混合物を達成すること
ができる。あるいはコントローラ94を、負荷の関数とし
て一連の所定の燃料／空気比の混合物を提供するように
構成することもできる。当業者は文献の記載及び公知の
知識に基づき特定の用途用の適当なコントローラを選び
出して、採用することができる。
【００４０】図１及び図２を参照して、運転中には圧縮
空気吸入手段30から来る圧縮空気を流路（包囲部）82を
介してライナーハウジング40の外面上に導き、ライナー
ハウジング40（特に燃焼域54を囲むハウジング部分86）
を冷却する。流路82内を流れる圧縮空気の一部はプレナ
ム84に入り、次にコントローラ94を介して圧縮空気弁90
により制御される燃料／空気プレミキサハウジング組立
体62とプレナム84との間の連結部を経て、燃料／空気プ
レミキサ60に流入する。ベンチュリ68では、圧縮空気部
分は、燃料ノズル64から出る燃料（ノズル64が「エアブ
ラスト」式ノズルである場合には、圧縮空気の少量の追
加部分を含む）と混合され、ベンチュリの軸線74に沿っ
て吸入ポート43を経て燃焼チャンバ52の燃焼域54に入
る。
空気吸入手段30から来る圧縮空気を流路（包囲部）82を
介してライナーハウジング40の外面上に導き、ライナー
ハウジング40（特に燃焼域54を囲むハウジング部分86）
を冷却する。流路82内を流れる圧縮空気の一部はプレナ
ム84に入り、次にコントローラ94を介して圧縮空気弁90
により制御される燃料／空気プレミキサハウジング組立
体62とプレナム84との間の連結部を経て、燃料／空気プ
レミキサ60に流入する。ベンチュリ68では、圧縮空気部
分は、燃料ノズル64から出る燃料（ノズル64が「エアブ
ラスト」式ノズルである場合には、圧縮空気の少量の追
加部分を含む）と混合され、ベンチュリの軸線74に沿っ
て吸入ポート43を経て燃焼チャンバ52の燃焼域54に入
る。
【００４１】図２に示すようにハウジングの軸線42に対
してベンチュリの軸線74は接線方向を向いているので、
燃焼域54内に渦巻状の燃焼が起こる。入口案内ベーンに
より若干空力学的アンローディングを行うために、ベン
チュリの軸線74の方向を、タービンの回転方向に対して
特定の角度（時計回り又は反時計回り）となるように選
択する。図１及び図２に示す形状（方向ＡＡから見て燃
焼域54内で時計回り方向に渦巻く燃焼を達成するように
燃料／空気混合物を吸入する）に対しては、タービン20
の回転方向も時計回り方向でよい。燃焼域54内で燃料／
空気混合物が燃焼して生成した熱い排気ガスは希釈域56
に入り、チャネル50を通って入口案内ベーン34を経てタ
ービン20に入り、そこで膨張することにより仕事をする
が、その前に希釈ポート58a 及び58b から来る希釈用空
気により平均温度が低下する。
してベンチュリの軸線74は接線方向を向いているので、
燃焼域54内に渦巻状の燃焼が起こる。入口案内ベーンに
より若干空力学的アンローディングを行うために、ベン
チュリの軸線74の方向を、タービンの回転方向に対して
特定の角度（時計回り又は反時計回り）となるように選
択する。図１及び図２に示す形状（方向ＡＡから見て燃
焼域54内で時計回り方向に渦巻く燃焼を達成するように
燃料／空気混合物を吸入する）に対しては、タービン20
の回転方向も時計回り方向でよい。燃焼域54内で燃料／
空気混合物が燃焼して生成した熱い排気ガスは希釈域56
に入り、チャネル50を通って入口案内ベーン34を経てタ
ービン20に入り、そこで膨張することにより仕事をする
が、その前に希釈ポート58a 及び58b から来る希釈用空
気により平均温度が低下する。
【００４２】本発明の燃焼システムによる燃焼の制御
は、燃料と燃料／空気プレミキサの燃焼チャンバの外側
の空気とを完全に混合することにより行うもので、液体
燃料を使用する場合燃料を完全に気化させるとともに、
燃焼チャンバに送給する混合物の燃料／空気比を制御
し、上記の通りＮＯｘレベル及び未燃焼燃料及び燃焼副
生物のレベルを著しく低減することができる。さらに、
タービンの上流で燃料を燃やすか、あるいは排気ガスを
薄めるために圧縮空気流の実質的に全量を使用すると、
燃焼器のピーク温度が著しく低下し、もって従来の燃焼
器の構造と比較して燃焼器ライナーの寿命が伸びる。
は、燃料と燃料／空気プレミキサの燃焼チャンバの外側
の空気とを完全に混合することにより行うもので、液体
燃料を使用する場合燃料を完全に気化させるとともに、
燃焼チャンバに送給する混合物の燃料／空気比を制御
し、上記の通りＮＯｘレベル及び未燃焼燃料及び燃焼副
生物のレベルを著しく低減することができる。さらに、
タービンの上流で燃料を燃やすか、あるいは排気ガスを
薄めるために圧縮空気流の実質的に全量を使用すると、
燃焼器のピーク温度が著しく低下し、もって従来の燃焼
器の構造と比較して燃焼器ライナーの寿命が伸びる。
【００４３】上記の通り、本発明の好ましい燃料／空気
プレミキサは、圧縮空気吸入手段と、空気流平滑化手段
を有する圧縮空気吸入手段に連結する入口を有するベン
チュリと、燃料スプレーを実質的にベンチュリの軸線に
沿ってベンチュリ入口に送給するように位置する出口を
有するノズルを具備する燃料吸入手段と、圧縮空気吸入
手段と連動してベンチュリ入口に入る圧縮空気の流量を
定める弁手段とを有する。図４を参照して具体的に記載
するように、燃料／空気プレミキサ260 は、ハウジング
組立体262 の形状の空気吸入手段を有する。図１及び図
２の実施例のものと同様の作用を有する構成要素は、20
0 台の同じ参照番号により示す。ハウジング組立体262
は、ハウジング300 と、ガスタービンエンジンモジュー
ル212 の圧力ハウジング214 にハウジング300 を取り付
けるためのハウジング支持体302とを有する。ハウジン
グ支持体302 は中空で、ハウジング300 及びそこに含ま
れた構成要素を支持する他に、プレナム284 からハウジ
ング300 に圧縮空気を導く作用をする。図４に示す構造
において、冷却シュラウド部材303 は燃焼チャンバライ
ナーハウジング240 と圧力ハウジング214 との間に位置
し、燃焼域254 の境界を形成するハウジング240 の部分
286 の少くとも近傍に流路282 を形成する。シュラウド
部材303 はまた、圧力ハウジング214 とともに、圧縮空
気の一部を集めてハウジング支持体302 を経てハウジン
グ300 に最終的に送給するためのプレナム284 を形成す
る。
プレミキサは、圧縮空気吸入手段と、空気流平滑化手段
を有する圧縮空気吸入手段に連結する入口を有するベン
チュリと、燃料スプレーを実質的にベンチュリの軸線に
沿ってベンチュリ入口に送給するように位置する出口を
有するノズルを具備する燃料吸入手段と、圧縮空気吸入
手段と連動してベンチュリ入口に入る圧縮空気の流量を
定める弁手段とを有する。図４を参照して具体的に記載
するように、燃料／空気プレミキサ260 は、ハウジング
組立体262 の形状の空気吸入手段を有する。図１及び図
２の実施例のものと同様の作用を有する構成要素は、20
0 台の同じ参照番号により示す。ハウジング組立体262
は、ハウジング300 と、ガスタービンエンジンモジュー
ル212 の圧力ハウジング214 にハウジング300 を取り付
けるためのハウジング支持体302とを有する。ハウジン
グ支持体302 は中空で、ハウジング300 及びそこに含ま
れた構成要素を支持する他に、プレナム284 からハウジ
ング300 に圧縮空気を導く作用をする。図４に示す構造
において、冷却シュラウド部材303 は燃焼チャンバライ
ナーハウジング240 と圧力ハウジング214 との間に位置
し、燃焼域254 の境界を形成するハウジング240 の部分
286 の少くとも近傍に流路282 を形成する。シュラウド
部材303 はまた、圧力ハウジング214 とともに、圧縮空
気の一部を集めてハウジング支持体302 を経てハウジン
グ300 に最終的に送給するためのプレナム284 を形成す
る。
【００４４】続けて図４を参照すると、燃料／空気プレ
ミキサハウジング300 は、分割板308 によりそれぞれ上
流及び下流のコンパートメント304 、306 に分割されて
いる。開口部310 は分割板308 に設けられており、開口
部310 内にバタフライ型弁板290 が回転自在に取り付け
られている。図４の実施例において、開口部310 内での
弁板290 の方向は、流れの妨害度及びそれによる圧力の
低下度を選択するように、制御アーム312 （図５参照）
により制御される。図５及び図６に示す弁板290 の方向
では、弁板290 が分割板308 に対して垂直（図６に示す
角度キャリブレーション板（インジケータ）314 のゼロ
設定に対応する）に向き、最小限の流れの妨害しか生じ
ない。インジケータ314 上の両方の位置９に対応する制
御アーム312 の位置は、開口部310 内を流れる圧縮空気
部分に最大の流れの妨害及び圧力低下を起こす。当業者
に明らかなように、流れの妨害度及びそれによる上流の
コンパートメント304 と下流のコンパートメント306 と
の間における圧縮空気流の制御は、ゼロ位置と位置９と
の間で制御アーム312 の角度方向を変えることにより変
えることでき、もって燃料／空気プレミキサ260 のバラ
ンス点に圧縮空気流量を制御することができる。
ミキサハウジング300 は、分割板308 によりそれぞれ上
流及び下流のコンパートメント304 、306 に分割されて
いる。開口部310 は分割板308 に設けられており、開口
部310 内にバタフライ型弁板290 が回転自在に取り付け
られている。図４の実施例において、開口部310 内での
弁板290 の方向は、流れの妨害度及びそれによる圧力の
低下度を選択するように、制御アーム312 （図５参照）
により制御される。図５及び図６に示す弁板290 の方向
では、弁板290 が分割板308 に対して垂直（図６に示す
角度キャリブレーション板（インジケータ）314 のゼロ
設定に対応する）に向き、最小限の流れの妨害しか生じ
ない。インジケータ314 上の両方の位置９に対応する制
御アーム312 の位置は、開口部310 内を流れる圧縮空気
部分に最大の流れの妨害及び圧力低下を起こす。当業者
に明らかなように、流れの妨害度及びそれによる上流の
コンパートメント304 と下流のコンパートメント306 と
の間における圧縮空気流の制御は、ゼロ位置と位置９と
の間で制御アーム312 の角度方向を変えることにより変
えることでき、もって燃料／空気プレミキサ260 のバラ
ンス点に圧縮空気流量を制御することができる。
【００４５】分割板308 は、ベンチュリ268 の入口270
が取り付けられている追加の開口部316 を有する。分割
板308 の平らな上面とベンチュリ入口270 の内面との間
にスムーズな送給が起こるように、ベンチュリ入口270
は構成され、分割板308 に取り付けられている。ベンチ
ュリ268 は、上流のハウジング・コンパートメント304
、ハウジング支持体302 、圧力ハウジング214 及び燃
焼器チャンバライナー303 を経て延在し、吸入ポート24
3 の位置でハウジング240 に連結している。図１に示す
実施例に関して上記したように、ベンチュリ268 内の燃
料／空気混合物の流れ方向に一般的に対応するベンチュ
リの軸線274 は、環状燃焼チャンバハウジング240 の軸
線（図示せず）に対して実質的に接線方向に吸入するよ
うに配向している。
が取り付けられている追加の開口部316 を有する。分割
板308 の平らな上面とベンチュリ入口270 の内面との間
にスムーズな送給が起こるように、ベンチュリ入口270
は構成され、分割板308 に取り付けられている。ベンチ
ュリ268 は、上流のハウジング・コンパートメント304
、ハウジング支持体302 、圧力ハウジング214 及び燃
焼器チャンバライナー303 を経て延在し、吸入ポート24
3 の位置でハウジング240 に連結している。図１に示す
実施例に関して上記したように、ベンチュリ268 内の燃
料／空気混合物の流れ方向に一般的に対応するベンチュ
リの軸線274 は、環状燃焼チャンバハウジング240 の軸
線（図示せず）に対して実質的に接線方向に吸入するよ
うに配向している。
【００４６】続いて図４を参照すると、燃料ノズル264
は下流のコンパートメント306 に取り付けられており、
燃料ノズル出口318 はベンチュリの軸線274 に沿ってベ
ンチュリ入口270 に燃料スプレーを送給するように位置
する。燃料ノズル264 はポート320 及び渦流ベーン322
を使用する渦流スプレー型であり、出口318 より燃料ス
プレーを出す前に圧縮空気の一部を導入し、燃料ポート
324 より入る燃料を渦巻かせる。また図４に示す多孔性
流れ平滑化部材326 は、下流のコンパートメント306 内
に位置し、燃料ノズル出口318 及びベンチュリ入口270
を囲み、ベンチュリ内の不均等な速さ及び分離を防止す
る（さもなければ、ベンチュリ内で炎保持が起こる）。
多孔部材326 を具備すると僅かな圧力低下が起こるが、
それにより下流のコンパートメント306 から燃料ノズル
264 を経てベンチュリ入口270 に入る圧縮空気流は、ベ
ンチュリ入口270 のリップ部において分離を起こすこと
なく安定化することがわかった。
は下流のコンパートメント306 に取り付けられており、
燃料ノズル出口318 はベンチュリの軸線274 に沿ってベ
ンチュリ入口270 に燃料スプレーを送給するように位置
する。燃料ノズル264 はポート320 及び渦流ベーン322
を使用する渦流スプレー型であり、出口318 より燃料ス
プレーを出す前に圧縮空気の一部を導入し、燃料ポート
324 より入る燃料を渦巻かせる。また図４に示す多孔性
流れ平滑化部材326 は、下流のコンパートメント306 内
に位置し、燃料ノズル出口318 及びベンチュリ入口270
を囲み、ベンチュリ内の不均等な速さ及び分離を防止す
る（さもなければ、ベンチュリ内で炎保持が起こる）。
多孔部材326 を具備すると僅かな圧力低下が起こるが、
それにより下流のコンパートメント306 から燃料ノズル
264 を経てベンチュリ入口270 に入る圧縮空気流は、ベ
ンチュリ入口270 のリップ部において分離を起こすこと
なく安定化することがわかった。
【００４７】図７は、図４〜図６に示す好ましい燃料／
空気プレミキサの商業的な変更例（参照番号360 で一般
的に示す）を示す。図１及び図２の実施例に関して記載
したものと同じ又は類似の性能を有する構成要素は、30
0 台で始まる同じ参照番号により示す。燃料／空気プレ
ミキサ360 は、分割板408 の表面より僅かに上に延在す
る入口370 を有するベンチュリ368 を有する。また燃料
ノズル出口418 は、ベンチュリ入口370 内に延在する。
燃料ノズル364 の最適な性能は、ベンチュリ368 （また
図４〜図６に示す変更例ではノズル264 及びベンチュリ
268 ）と関連して用途ごとに異なることがあり、またベ
ンチュリの軸線374 に沿ってベンチュリ入口370 の近傍
に設ける燃料ノズル出口418 を最適な位置に調節するこ
とができることは、当業者であれば容易に分かる。図７
の実施例の場合も、多孔スクリーン部材426 を使用する
と流れが安定化する。図７に示す実施例は、一体的なベ
ル型のハウジング400 を使用するもので、図４に示す構
造に匹敵する燃料／空気プレミキサの構造の改良例であ
る。
空気プレミキサの商業的な変更例（参照番号360 で一般
的に示す）を示す。図１及び図２の実施例に関して記載
したものと同じ又は類似の性能を有する構成要素は、30
0 台で始まる同じ参照番号により示す。燃料／空気プレ
ミキサ360 は、分割板408 の表面より僅かに上に延在す
る入口370 を有するベンチュリ368 を有する。また燃料
ノズル出口418 は、ベンチュリ入口370 内に延在する。
燃料ノズル364 の最適な性能は、ベンチュリ368 （また
図４〜図６に示す変更例ではノズル264 及びベンチュリ
268 ）と関連して用途ごとに異なることがあり、またベ
ンチュリの軸線374 に沿ってベンチュリ入口370 の近傍
に設ける燃料ノズル出口418 を最適な位置に調節するこ
とができることは、当業者であれば容易に分かる。図７
の実施例の場合も、多孔スクリーン部材426 を使用する
と流れが安定化する。図７に示す実施例は、一体的なベ
ル型のハウジング400 を使用するもので、図４に示す構
造に匹敵する燃料／空気プレミキサの構造の改良例であ
る。
【００４８】上記の通り、本発明の利点は、フリー出力
タービン又はフリージェット推進ユニットとともに使用
するガスタービン式ガス発生器モジュールのような用途
に利用することができる。このガス発生器は、図１及び
図３に示す上記実施例と異なり、圧縮空気流量弁及びそ
れに関連する制御手段を必要としない。図８は本発明に
より構成されたエンジンシステム（参照番号500 で一般
的に示す）を概略的に示す。エンジン500 は、ガスター
ビン式ガス発生器モジュール512 と、後述する燃焼器シ
ステム510 と、フリー出力タービンモジュール513 とを
有する。フリータービンモジュール513 はフリータービ
ン513 ａを有し、このフリータービン513 ａはアキシャ
ルタービンとして図示されているが、用途次第ではラジ
アルタービンでもアキシャル−ラジアルタービンでも良
い。図１の実施例のエンジンシステム（出力はシャフト
16に連結したギア手段24から取る）と対照的に、図８の
実施例では出力をフリータービンシャフト513 ｂと連動
するギア手段を介してエンジンシステム500 から取る。
ガス発生器モジュールの軸線518 と同軸的に示されてい
るが、フリー出力タービン513 の回転軸513 ｃは、全シ
ステム500 の要求を満たすように角度的に変位していて
も良い。
タービン又はフリージェット推進ユニットとともに使用
するガスタービン式ガス発生器モジュールのような用途
に利用することができる。このガス発生器は、図１及び
図３に示す上記実施例と異なり、圧縮空気流量弁及びそ
れに関連する制御手段を必要としない。図８は本発明に
より構成されたエンジンシステム（参照番号500 で一般
的に示す）を概略的に示す。エンジン500 は、ガスター
ビン式ガス発生器モジュール512 と、後述する燃焼器シ
ステム510 と、フリー出力タービンモジュール513 とを
有する。フリータービンモジュール513 はフリータービ
ン513 ａを有し、このフリータービン513 ａはアキシャ
ルタービンとして図示されているが、用途次第ではラジ
アルタービンでもアキシャル−ラジアルタービンでも良
い。図１の実施例のエンジンシステム（出力はシャフト
16に連結したギア手段24から取る）と対照的に、図８の
実施例では出力をフリータービンシャフト513 ｂと連動
するギア手段を介してエンジンシステム500 から取る。
ガス発生器モジュールの軸線518 と同軸的に示されてい
るが、フリー出力タービン513 の回転軸513 ｃは、全シ
ステム500 の要求を満たすように角度的に変位していて
も良い。
【００４９】以下の説明においては、図１の実施例と類
似の構成部品は500 台で始まる同じ参照番号で表す。
似の構成部品は500 台で始まる同じ参照番号で表す。
【００５０】本発明によれば、ガスタービン式ガス発生
器モジュール512 は、機械的に独立したスプール、すな
わちシャフト516 上で供回りするために圧力ハウジング
514内に設けられた遠心コンプレッサ522 及びラジアル
タービン520 を有する。従って、ガス発生器512 とフリ
ータービンモジュール513 とはガス流サイクル内で連結
しているが、シャフト516 はフリータービンシャフト51
3 ｂと独立に回転することができる。モジュール512 は
また燃焼器ライナーハウジング540 を有する燃焼器シス
テム510 を有し、燃焼器システム510 は圧力ハウジング
514 内に収容され、外部プレミキサ560 からベンチュリ
軸574 に沿って入口ポート543 を経て燃料／空気予備混
合物を受け取る。図１に関して既に説明したように、ベ
ンチュリ軸574 は環状燃焼器ライナーハウジング540 の
軸線542 に対して接線方向に配向しているので、効率的
な渦巻き燃焼を起こすとともに、入口ガイドベーン534
を部分的にアンロードする（図８を参照）。
器モジュール512 は、機械的に独立したスプール、すな
わちシャフト516 上で供回りするために圧力ハウジング
514内に設けられた遠心コンプレッサ522 及びラジアル
タービン520 を有する。従って、ガス発生器512 とフリ
ータービンモジュール513 とはガス流サイクル内で連結
しているが、シャフト516 はフリータービンシャフト51
3 ｂと独立に回転することができる。モジュール512 は
また燃焼器ライナーハウジング540 を有する燃焼器シス
テム510 を有し、燃焼器システム510 は圧力ハウジング
514 内に収容され、外部プレミキサ560 からベンチュリ
軸574 に沿って入口ポート543 を経て燃料／空気予備混
合物を受け取る。図１に関して既に説明したように、ベ
ンチュリ軸574 は環状燃焼器ライナーハウジング540 の
軸線542 に対して接線方向に配向しているので、効率的
な渦巻き燃焼を起こすとともに、入口ガイドベーン534
を部分的にアンロードする（図８を参照）。
【００５１】図８はまた点火装置579 の好ましい位置、
すなわちベンチュリ軸574 との交点に近いライナーハウ
ジング540 上の位置を示す。点火装置579 をプレミキサ
及びベンチュリ内の比較的低温の環境内に配置すること
により、点火装置の寿命が伸びるとともに、ライナーハ
ウジング540 内へ貫通する部品の点数を低減できること
が、テストにより分かった。図８に示す配置によりまた
着火（light-off)が確実になるが、これは環状チャンバ
内で燃料／空気混合物が低速なためである。
すなわちベンチュリ軸574 との交点に近いライナーハウ
ジング540 上の位置を示す。点火装置579 をプレミキサ
及びベンチュリ内の比較的低温の環境内に配置すること
により、点火装置の寿命が伸びるとともに、ライナーハ
ウジング540 内へ貫通する部品の点数を低減できること
が、テストにより分かった。図８に示す配置によりまた
着火（light-off)が確実になるが、これは環状チャンバ
内で燃料／空気混合物が低速なためである。
【００５２】図８及び図９に示す実施例において、ライ
ナーハウジング540 及び圧力ハウジング514 はコンプレ
ッサプレナム530 から来る圧縮空気流のための流路を形
成する。またこの実施例のエンジンには、ライナーハウ
ジング540 と圧力ハウジング514 の隣接部分との間に配
置されて両者から半径方向に離隔している環状冷却シュ
ラウド583 が含まれている。図面から分かるように、冷
却シュラウド583 とライナーハウジング540 は、ライナ
ーハウジング540 により形成された燃焼器チャンバを対
流的に冷却するための流路582 の一部を形成する。一方
冷却シュラウド583 と圧力ハウジング514 は、圧縮空気
流のうち燃料と混合するためにプレミキサ560 に導入す
べき部分を捕集するための環状プレナム584 を形成す
る。図８の実施例では、図１の実施例と同様に、圧縮空
気の一部は対流冷却の後コンプレッサ出口に連通する流
路から取り出し、次いで燃料と混合するためにプレミキ
サに導入する。しかし図８の装置は、構造的に図１のリ
ング状プレナム84よりはるかにコンパクトにすることが
できる。さらに冷却シュラウド583 は相対的に熱いライ
ナーハウジング540 から圧力ハウジング514 の隣接部分
に到る放射熱をシールドするので、圧力ハウジング514
に比較的安価な材料を使用することができるとともに、
その寿命を延ばすことができる。
ナーハウジング540 及び圧力ハウジング514 はコンプレ
ッサプレナム530 から来る圧縮空気流のための流路を形
成する。またこの実施例のエンジンには、ライナーハウ
ジング540 と圧力ハウジング514 の隣接部分との間に配
置されて両者から半径方向に離隔している環状冷却シュ
ラウド583 が含まれている。図面から分かるように、冷
却シュラウド583 とライナーハウジング540 は、ライナ
ーハウジング540 により形成された燃焼器チャンバを対
流的に冷却するための流路582 の一部を形成する。一方
冷却シュラウド583 と圧力ハウジング514 は、圧縮空気
流のうち燃料と混合するためにプレミキサ560 に導入す
べき部分を捕集するための環状プレナム584 を形成す
る。図８の実施例では、図１の実施例と同様に、圧縮空
気の一部は対流冷却の後コンプレッサ出口に連通する流
路から取り出し、次いで燃料と混合するためにプレミキ
サに導入する。しかし図８の装置は、構造的に図１のリ
ング状プレナム84よりはるかにコンパクトにすることが
できる。さらに冷却シュラウド583 は相対的に熱いライ
ナーハウジング540 から圧力ハウジング514 の隣接部分
に到る放射熱をシールドするので、圧力ハウジング514
に比較的安価な材料を使用することができるとともに、
その寿命を延ばすことができる。
【００５３】流路582 内の圧縮空気流の残部は希釈孔
（希釈ポート）558 ｂを通る。図１の実施例ではポート
58ａに相当する希釈ポートがないが、希釈ポート558 ｂ
は２つの離隔した環状ポート558 ｂ1 、558 ｂ2 を有す
る。分割器559 及びポート558ｂ1 、558 ｂ2 の寸法の
設定により、ポート558 ｂ2 を通った希釈用空気はまず
タービンシュラウド557 を経て流路582 ａを流れる。当
業者であれば、寸法分析を行って希釈用空気を適当に分
配し、所望のタービンシュラウド冷却を達成することが
できる。前述の通り、境膜冷却がないために燃焼域554
内で燃料／空気比の制御をすることができることは、本
発明の重要な利点である。
（希釈ポート）558 ｂを通る。図１の実施例ではポート
58ａに相当する希釈ポートがないが、希釈ポート558 ｂ
は２つの離隔した環状ポート558 ｂ1 、558 ｂ2 を有す
る。分割器559 及びポート558ｂ1 、558 ｂ2 の寸法の
設定により、ポート558 ｂ2 を通った希釈用空気はまず
タービンシュラウド557 を経て流路582 ａを流れる。当
業者であれば、寸法分析を行って希釈用空気を適当に分
配し、所望のタービンシュラウド冷却を達成することが
できる。前述の通り、境膜冷却がないために燃焼域554
内で燃料／空気比の制御をすることができることは、本
発明の重要な利点である。
【００５４】図８は「エアブラスト」式液体燃料ノズル
を使用する場合を示すが、前述の理由によりコンプレッ
サ出口プレナム530 からプレミキサ560 まで延びる導管
588は点線で示されている。図８では貫通するコンプレ
ッサプレナム出口530 は明瞭化のために軸線方向に傾斜
して示されているが、導管588 への入口は接線方向を向
いており全ダイナミックヘッド（dynamic head）を獲得
するためにコンプレッサ出口の軸平面内にある。当業者
であれば本明細書の記載から適当な入口形状を設計する
ことができる。
を使用する場合を示すが、前述の理由によりコンプレッ
サ出口プレナム530 からプレミキサ560 まで延びる導管
588は点線で示されている。図８では貫通するコンプレ
ッサプレナム出口530 は明瞭化のために軸線方向に傾斜
して示されているが、導管588 への入口は接線方向を向
いており全ダイナミックヘッド（dynamic head）を獲得
するためにコンプレッサ出口の軸平面内にある。当業者
であれば本明細書の記載から適当な入口形状を設計する
ことができる。
【００５５】エアブラスト式液体燃料ノズルの有効性を
向上させるために、あるいはガス燃料／空気混合の向上
及び可能ならば入口ガイドベーンの冷却のために必要な
少量の圧縮空気とは別に、圧縮空気の全ては、燃料に混
合するため又は希釈のために使用する前に、ライナーハ
ウジング540 の少なくとも一部を対流的に冷却するのに
使用する。この構造により圧縮空気の対流冷却能力が最
適化される。図示していないが、本発明はまた図３の実
施例（燃料と混合するのに使用する圧縮空気部分は最初
に対流冷却のためには使用されない）に相当するガス発
生器の態様も包含する。このようなシステムの簡単な構
造は冷却能力の低下を補って余りあるので、用途によっ
ては望ましいものである。
向上させるために、あるいはガス燃料／空気混合の向上
及び可能ならば入口ガイドベーンの冷却のために必要な
少量の圧縮空気とは別に、圧縮空気の全ては、燃料に混
合するため又は希釈のために使用する前に、ライナーハ
ウジング540 の少なくとも一部を対流的に冷却するのに
使用する。この構造により圧縮空気の対流冷却能力が最
適化される。図示していないが、本発明はまた図３の実
施例（燃料と混合するのに使用する圧縮空気部分は最初
に対流冷却のためには使用されない）に相当するガス発
生器の態様も包含する。このようなシステムの簡単な構
造は冷却能力の低下を補って余りあるので、用途によっ
ては望ましいものである。
【００５６】図８に示すように、空気はプレミキサ560
中の燃料と直接混合するために流路582 から環状プレナ
ム584 に導入される。図８は圧縮空気弁590 を破線で示
しているが、これは弁590 が任意的な部品であるからで
ある。圧縮空気弁590 は作動中に燃料／空気比を「微調
整」するのに使用することができるが、作動中固定した
開度にプリセットしたり、又は以下の理由により完全に
取り除いたりすることもできる。エンジンシステム510
では、コンプレッサ522 の速度（従って圧縮空気の流
量）は全作動範囲において燃料の流量にほぼ比例する。
従って、燃料／空気比を所定のリーン値に自動的に制御
することができる。燃料源532 から燃料ノズル564 へ入
る燃料の流量を制御するコントローラ594 の作用は、出
力要求値に応答する従来のスロットルのコントローラと
同じである。
中の燃料と直接混合するために流路582 から環状プレナ
ム584 に導入される。図８は圧縮空気弁590 を破線で示
しているが、これは弁590 が任意的な部品であるからで
ある。圧縮空気弁590 は作動中に燃料／空気比を「微調
整」するのに使用することができるが、作動中固定した
開度にプリセットしたり、又は以下の理由により完全に
取り除いたりすることもできる。エンジンシステム510
では、コンプレッサ522 の速度（従って圧縮空気の流
量）は全作動範囲において燃料の流量にほぼ比例する。
従って、燃料／空気比を所定のリーン値に自動的に制御
することができる。燃料源532 から燃料ノズル564 へ入
る燃料の流量を制御するコントローラ594 の作用は、出
力要求値に応答する従来のスロットルのコントローラと
同じである。
【００５７】プレミキサ560 はエンジンシステム510 の
所定の作動期間中に必要な全燃料／空気混合物を燃焼域
554 に送給するが、図８に示すシステム596 のような補
助の燃料補給システムを使用して、スタートアップ及び
アイドリングの条件では高い燃料比の混合物を送給する
ことができる。システム596 は燃料源532 （図８参照）
から供給を受ける従来の燃料スプレーノズル597 を有
し、補助燃料の流量は弁598 を介してコントローラ594
により制御することができる。開示の実施例では、スプ
レーノズル597 はベンチュリ出口572 に近接した位置で
ライナーハウジング540 内に半径方向に突出するように
配置されている。しかしベンチュリ568 より入る燃料／
空気混合物との混合を良好にするために、ノズル597 は
ベンチュリ568 に対して対向する接線方向に位置させる
ことができる。スプレーノズル597の位置、構造及び方
向を変えることが可能であるのは当然であり、本発明の
範囲内である。
所定の作動期間中に必要な全燃料／空気混合物を燃焼域
554 に送給するが、図８に示すシステム596 のような補
助の燃料補給システムを使用して、スタートアップ及び
アイドリングの条件では高い燃料比の混合物を送給する
ことができる。システム596 は燃料源532 （図８参照）
から供給を受ける従来の燃料スプレーノズル597 を有
し、補助燃料の流量は弁598 を介してコントローラ594
により制御することができる。開示の実施例では、スプ
レーノズル597 はベンチュリ出口572 に近接した位置で
ライナーハウジング540 内に半径方向に突出するように
配置されている。しかしベンチュリ568 より入る燃料／
空気混合物との混合を良好にするために、ノズル597 は
ベンチュリ568 に対して対向する接線方向に位置させる
ことができる。スプレーノズル597の位置、構造及び方
向を変えることが可能であるのは当然であり、本発明の
範囲内である。
【００５８】図10〜図12は本発明のガスタービンモジュ
ール用ガス燃焼器システムに使用することができる別の
プレミキサ構造を概略的に示す。図10はエンジンシステ
ム510 に好適な「弁無し」構造（参照番号510 ）を示
す。プレミキサ660 ａはハウジング662 ａと、外周渦巻
きベーン665 ａを有する形式の燃料ノズル663 ａと、燃
焼器の軸線（図示せず）に対して接線方向を向いた軸線
674 ａを有するベンチュリ668 ａとを有する。また図４
の「弁有り」の実施例において対応する構成部品に関連
して前述した理由により、多孔の流れ平滑化部材667 ａ
はノズル663 ａ及びベンチュリ668 ａの入口を包囲す
る。プレミキサ660 ａはまた、ベンチュリ668 ａの喉部
を包囲してリード671 ａを介して電源（図示せず）に接
続されている電気抵抗式ヒータージャケット669 ａのよ
うな加熱手段を有する。スタートアップ及び液体燃料を
使用している間、燃料の薄膜がベンチュリの入口内面に
集積しようとする。ヒータージャケット669 ａはこの燃
料の薄膜の気化を高め、プレミキサ中での燃料と空気と
の混合を増進する。作動中、プレナム684 ａからベンチ
ュリ668 ａの外面を流れる圧縮空気部分の温度は、液体
燃料の気化に十分な熱を与えるので（液体燃料の薄膜の
形成を完全に防止するので）、ヒータージャケット669
ａを連続的に作動させる必要がない。
ール用ガス燃焼器システムに使用することができる別の
プレミキサ構造を概略的に示す。図10はエンジンシステ
ム510 に好適な「弁無し」構造（参照番号510 ）を示
す。プレミキサ660 ａはハウジング662 ａと、外周渦巻
きベーン665 ａを有する形式の燃料ノズル663 ａと、燃
焼器の軸線（図示せず）に対して接線方向を向いた軸線
674 ａを有するベンチュリ668 ａとを有する。また図４
の「弁有り」の実施例において対応する構成部品に関連
して前述した理由により、多孔の流れ平滑化部材667 ａ
はノズル663 ａ及びベンチュリ668 ａの入口を包囲す
る。プレミキサ660 ａはまた、ベンチュリ668 ａの喉部
を包囲してリード671 ａを介して電源（図示せず）に接
続されている電気抵抗式ヒータージャケット669 ａのよ
うな加熱手段を有する。スタートアップ及び液体燃料を
使用している間、燃料の薄膜がベンチュリの入口内面に
集積しようとする。ヒータージャケット669 ａはこの燃
料の薄膜の気化を高め、プレミキサ中での燃料と空気と
の混合を増進する。作動中、プレナム684 ａからベンチ
ュリ668 ａの外面を流れる圧縮空気部分の温度は、液体
燃料の気化に十分な熱を与えるので（液体燃料の薄膜の
形成を完全に防止するので）、ヒータージャケット669
ａを連続的に作動させる必要がない。
【００５９】図11及び図12は、ベンチュリを長くするこ
となくプレミキサ中の混合を向上させるプレミキサの構
造を示すが、この構造は液体燃料の使用時には有利であ
る。図11及び図12に概略的に示されるように、ノズル出
口はベンチュリの軸線方向に沿って、ベンチュリ入口か
ら流れ平滑化部材の全長さまで離隔させることができ
る。この構造により個々の液体燃料粒子は流入する空気
と良好に混合して気化する。
となくプレミキサ中の混合を向上させるプレミキサの構
造を示すが、この構造は液体燃料の使用時には有利であ
る。図11及び図12に概略的に示されるように、ノズル出
口はベンチュリの軸線方向に沿って、ベンチュリ入口か
ら流れ平滑化部材の全長さまで離隔させることができ
る。この構造により個々の液体燃料粒子は流入する空気
と良好に混合して気化する。
【００６０】図11及び図12に示すような構造により流れ
平滑化部材はさらに液体燃料粒子がベンチュリの内面に
衝突するのを最小にすることができる。このような構造
でない場合には、液体燃料粒子はベンチュリの内面に癒
着して好ましくない燃料流を起こし、場合によってはベ
ンチュリ内で炎保持を起こす。噴霧化スプレーノズルや
「エアブラスト」式ノズルのような典型的な燃料ノズル
は燃料粒子に半径方向外方の速度成分を与え、燃料粒子
はベンチュリ内面に到達することがある。図11及び図12
の実施例では、個々の孔により燃焼用空気流に半径方向
内方の速度成分が付与され、そのため燃焼用空気流はノ
ズルから出る燃料粒子の半径方向外方の動きと反対向き
になる傾向を示す。燃焼用空気の半径方向内方の流れの
効果により、図12に流線675 ｃで示すように燃料粒子は
ベンチュリの流れ断面に沿って良好な分布を維持しなが
ら、ほぼ軸線方向に徐々に向きを変える。燃焼用空気と
液体燃料粒子との半径方向向流のもう１つの利点は、燃
料粒子に対して空気の剪断作用が働くために良好な混合
が得られることである。
平滑化部材はさらに液体燃料粒子がベンチュリの内面に
衝突するのを最小にすることができる。このような構造
でない場合には、液体燃料粒子はベンチュリの内面に癒
着して好ましくない燃料流を起こし、場合によってはベ
ンチュリ内で炎保持を起こす。噴霧化スプレーノズルや
「エアブラスト」式ノズルのような典型的な燃料ノズル
は燃料粒子に半径方向外方の速度成分を与え、燃料粒子
はベンチュリ内面に到達することがある。図11及び図12
の実施例では、個々の孔により燃焼用空気流に半径方向
内方の速度成分が付与され、そのため燃焼用空気流はノ
ズルから出る燃料粒子の半径方向外方の動きと反対向き
になる傾向を示す。燃焼用空気の半径方向内方の流れの
効果により、図12に流線675 ｃで示すように燃料粒子は
ベンチュリの流れ断面に沿って良好な分布を維持しなが
ら、ほぼ軸線方向に徐々に向きを変える。燃焼用空気と
液体燃料粒子との半径方向向流のもう１つの利点は、燃
料粒子に対して空気の剪断作用が働くために良好な混合
が得られることである。
【００６１】より完全な気化と燃料流の低減を達成する
プレミキサの能力を増大するために、流れ平滑化部材の
形状及び個々の多孔部材の構造（断面形状、寸法、配
向、分布等）の両方を設計することができる。上述の理
由により、孔のうちの少なくとも一部、特に燃料ノズル
出口直下の孔は、半径方向又は半径方向／軸線方向の燃
焼用空気流を引き起こすような形状とすべきである。孔
は、空気流に接線方向の速度（渦巻き）成分を与えない
形状を有することが好ましい。このような空気の渦巻き
流により燃料粒子に遠心力が働くと、燃料粒子の衝突及
び流れが増大する。しかしもし使用する燃料ノズルが燃
料粒子を渦巻き状にスプレーするタイプであれば、反対
方向の渦巻きを引き起こす多孔部材構造を使用してもよ
い。この特別な場合には、燃料スプレーの渦巻き方向に
対して反対の渦巻き（例えば燃料スプレーが時計方向で
あれば反時計方向、又ははその逆）により、混合及び気
化が向上する。
プレミキサの能力を増大するために、流れ平滑化部材の
形状及び個々の多孔部材の構造（断面形状、寸法、配
向、分布等）の両方を設計することができる。上述の理
由により、孔のうちの少なくとも一部、特に燃料ノズル
出口直下の孔は、半径方向又は半径方向／軸線方向の燃
焼用空気流を引き起こすような形状とすべきである。孔
は、空気流に接線方向の速度（渦巻き）成分を与えない
形状を有することが好ましい。このような空気の渦巻き
流により燃料粒子に遠心力が働くと、燃料粒子の衝突及
び流れが増大する。しかしもし使用する燃料ノズルが燃
料粒子を渦巻き状にスプレーするタイプであれば、反対
方向の渦巻きを引き起こす多孔部材構造を使用してもよ
い。この特別な場合には、燃料スプレーの渦巻き方向に
対して反対の渦巻き（例えば燃料スプレーが時計方向で
あれば反時計方向、又ははその逆）により、混合及び気
化が向上する。
【００６２】図11は「エアブラスト」燃料ノズル663
ｂ、ベンチュリ668 ｂ及び流れ平滑化部材667 ｂを具備
するプレミキサ660 ｂを示す。一般に流れ平滑化部材66
7 ｂは半径方向の環状孔673 ｂを有する直立の円筒体状
である。図11に示す実施例の孔673 ｂは、典型的には0.
5 〜３ｍｍの直径を有し、少なくとも流れ平滑化部材66
7 ｂの形状を維持するのに十分な一定のピッチで配列さ
れている。しかし当業者であれば本明細書の記載から容
易に分かるように、用途に応じて孔の寸法及び分布を適
当に変えることができる。また均一で比較的小さい燃料
粒子を得るために「エアブラスト」式ノズル663 ｂの代
わりに他のタイプの燃料ノズルを使用することもでき
る。図11に示すようにノズル出口677 ｂはベンチュリ軸
線674 ｂに沿ってベンチュリ入口670 ｂから離隔してい
るので、流入する空気により燃料粒子は軸線方向に向
き、混合及び気化が向上する。
ｂ、ベンチュリ668 ｂ及び流れ平滑化部材667 ｂを具備
するプレミキサ660 ｂを示す。一般に流れ平滑化部材66
7 ｂは半径方向の環状孔673 ｂを有する直立の円筒体状
である。図11に示す実施例の孔673 ｂは、典型的には0.
5 〜３ｍｍの直径を有し、少なくとも流れ平滑化部材66
7 ｂの形状を維持するのに十分な一定のピッチで配列さ
れている。しかし当業者であれば本明細書の記載から容
易に分かるように、用途に応じて孔の寸法及び分布を適
当に変えることができる。また均一で比較的小さい燃料
粒子を得るために「エアブラスト」式ノズル663 ｂの代
わりに他のタイプの燃料ノズルを使用することもでき
る。図11に示すようにノズル出口677 ｂはベンチュリ軸
線674 ｂに沿ってベンチュリ入口670 ｂから離隔してい
るので、流入する空気により燃料粒子は軸線方向に向
き、混合及び気化が向上する。
【００６３】図12に示すプレミキサ660 ｃはまた、ベン
チュリ軸線674 ｃに沿ってベンチュリ668 ｃの入口670
ｃから離隔した出口677 ｃを有する「エアブラスト」式
の燃料ノズル（ノズル663 ｃ）を有する。図12の流れ平
滑化部材667 ｃは縮径した開口端683 ｃを有するドーム
形状を有し、燃料ノズル出口677 ｃを包囲する環状燃料
流路685 ｃを形成する。環状流路685 ｃにより燃焼用空
気の一部は流れ平滑化部材667 ｃをバイパスし、ノズル
出口677 ｃからほぼ軸線方向に流出する空気の環状カー
テンを作る。
チュリ軸線674 ｃに沿ってベンチュリ668 ｃの入口670
ｃから離隔した出口677 ｃを有する「エアブラスト」式
の燃料ノズル（ノズル663 ｃ）を有する。図12の流れ平
滑化部材667 ｃは縮径した開口端683 ｃを有するドーム
形状を有し、燃料ノズル出口677 ｃを包囲する環状燃料
流路685 ｃを形成する。環状流路685 ｃにより燃焼用空
気の一部は流れ平滑化部材667 ｃをバイパスし、ノズル
出口677 ｃからほぼ軸線方向に流出する空気の環状カー
テンを作る。
【００６４】個々の孔673 ｃはほぼ三日月形であり、半
径方向内方に傾斜している。流れ平滑化部材667 ｃのリ
ップ部681 ｃは、個々の孔673 ｃの上端に隣接した内面
上に形成され、ベンチュリの軸線に対して約45°傾斜し
ている。流れ平滑化部材667ｃの内面に到達するいかな
る燃料粒子もリップ部681 ｃから離れ、孔673 ｃを通る
空気流により連行されてベンチュリの入口668 ｃに到達
する。
径方向内方に傾斜している。流れ平滑化部材667 ｃのリ
ップ部681 ｃは、個々の孔673 ｃの上端に隣接した内面
上に形成され、ベンチュリの軸線に対して約45°傾斜し
ている。流れ平滑化部材667ｃの内面に到達するいかな
る燃料粒子もリップ部681 ｃから離れ、孔673 ｃを通る
空気流により連行されてベンチュリの入口668 ｃに到達
する。
【００６５】図11及び図12に示す実施例のプレミキサに
はまた、ベンチュリ668 ｂ、668 ｃと連動する点火装置
687 ｂ、687 ｃがある。図12では、点火装置687 ｃはハ
ウジング662 ｃ内に取り付けられており、喉部の下流で
ベンチュリ668 ｃの壁を貫通する。ベンチュリ668 ｃ内
の平均速度は炎保持を防止するようなものであるが、渦
の形成を最小にするために点火装置687 ｃはベンチュリ
の内壁と実質的に同一面内にある。点火に続いて、燃料
／空気混合物は燃焼チャンバに入ると、そこで安定した
炎保持が起こる。
はまた、ベンチュリ668 ｂ、668 ｃと連動する点火装置
687 ｂ、687 ｃがある。図12では、点火装置687 ｃはハ
ウジング662 ｃ内に取り付けられており、喉部の下流で
ベンチュリ668 ｃの壁を貫通する。ベンチュリ668 ｃ内
の平均速度は炎保持を防止するようなものであるが、渦
の形成を最小にするために点火装置687 ｃはベンチュリ
の内壁と実質的に同一面内にある。点火に続いて、燃料
／空気混合物は燃焼チャンバに入ると、そこで安定した
炎保持が起こる。
【００６６】図11及び図12に示す実施例のプレミキサ
は、圧縮空気弁を有し、図１、図13及び図14に示すタイ
プのガスタービンモジュールに使用することができる。
図11及び図12に示す実施例のプレミキサはまた、図10の
プレミキサに関して上述したのと同じ理由により、プリ
セット弁を開放するか又は弁無しで（弁無し構造の場
合）図８のモジュールに使用することもできる。さらに
図10の部材669 ａと類似のベンチュリ加熱手段（図示せ
ず）を、気化を促進するために図11及び図12の装置に使
用することができる。
は、圧縮空気弁を有し、図１、図13及び図14に示すタイ
プのガスタービンモジュールに使用することができる。
図11及び図12に示す実施例のプレミキサはまた、図10の
プレミキサに関して上述したのと同じ理由により、プリ
セット弁を開放するか又は弁無しで（弁無し構造の場
合）図８のモジュールに使用することもできる。さらに
図10の部材669 ａと類似のベンチュリ加熱手段（図示せ
ず）を、気化を促進するために図11及び図12の装置に使
用することができる。
【００６７】図13は本発明の燃焼器を有利に利用するこ
とができるさらに別の実施例のエンジン（すなわち本明
細書の一部をなす米国特許第5,081,832 号に記載された
ようなガスタービンエンジンシステム）を概略的に示
す。図13の実施例では、エンジンシステム700 は高圧ス
プール711 及び機構的に独立な低圧スプール709 を有す
る。低圧スプール709 は、低圧タービン703 によりシャ
フト702 を介して駆動される低圧コンプレッサ701 を含
む。低圧コンプレッサ701 から流出する圧縮空気はディ
フューザ704 を流れ、さらに圧縮するために高圧コンプ
レッサ722 に流入する。高圧スプール711 の構成部品と
して、高圧コンプレッサ722 はシャフト716 を介して高
圧タービン720 により駆動される。高圧タービン720 か
ら流出するガスはディフューザ705 内で拡散され、低圧
タービン703 内で膨張する。米国特許第5,081,832 号に
十分に説明されている理由により、ネットの出力は高圧
スプール711 のシャフト716 に連結されたギア装置724
を介してエンジンシステム700 から得られる。低圧スプ
ール709 は主として高圧スプール711 に予備圧縮した空
気を送給するのに使用されるが、エンジン支持システム
（例えば潤滑部材）の駆動にも使用することができる。
とができるさらに別の実施例のエンジン（すなわち本明
細書の一部をなす米国特許第5,081,832 号に記載された
ようなガスタービンエンジンシステム）を概略的に示
す。図13の実施例では、エンジンシステム700 は高圧ス
プール711 及び機構的に独立な低圧スプール709 を有す
る。低圧スプール709 は、低圧タービン703 によりシャ
フト702 を介して駆動される低圧コンプレッサ701 を含
む。低圧コンプレッサ701 から流出する圧縮空気はディ
フューザ704 を流れ、さらに圧縮するために高圧コンプ
レッサ722 に流入する。高圧スプール711 の構成部品と
して、高圧コンプレッサ722 はシャフト716 を介して高
圧タービン720 により駆動される。高圧タービン720 か
ら流出するガスはディフューザ705 内で拡散され、低圧
タービン703 内で膨張する。米国特許第5,081,832 号に
十分に説明されている理由により、ネットの出力は高圧
スプール711 のシャフト716 に連結されたギア装置724
を介してエンジンシステム700 から得られる。低圧スプ
ール709 は主として高圧スプール711 に予備圧縮した空
気を送給するのに使用されるが、エンジン支持システム
（例えば潤滑部材）の駆動にも使用することができる。
【００６８】図13から明らかなように、エンジンシステ
ム700 は燃焼器システム710 を有し、高圧コンプレッサ
722 から来る圧縮空気の一部で燃料を燃焼させることに
より熱い燃焼ガスを高圧タービン720 に送給する。燃焼
器システム710 は外部プレミキサ760 を使用し、外部プ
レミキサ760 は燃料ノズル764 （点線で示す接線方向の
入口を有する導管788 を経てコンプレッサ722 から直接
圧縮空気を受け取る「エアブラスト」式でよい）と、ラ
イナーハウジング740 で形成された環状燃焼域754 に接
線方向に燃料／空気予備混合物を送給するベンチュリ76
8 を有する。冷却シュラウド783 とライナーハウジング
740 は対流式冷却流路782 の一部を形成し、冷却シュラ
ウド783 と圧力ハウジング714 の円周方向隣接部分は圧
縮空気の一部をプレミキサ760 に送給するための環状プ
レナム784 を形成する。圧縮空気流の残部は、図８に示
すものと類似の構造を用いて、追加の対流冷却及び最終
的な希釈に使用される。
ム700 は燃焼器システム710 を有し、高圧コンプレッサ
722 から来る圧縮空気の一部で燃料を燃焼させることに
より熱い燃焼ガスを高圧タービン720 に送給する。燃焼
器システム710 は外部プレミキサ760 を使用し、外部プ
レミキサ760 は燃料ノズル764 （点線で示す接線方向の
入口を有する導管788 を経てコンプレッサ722 から直接
圧縮空気を受け取る「エアブラスト」式でよい）と、ラ
イナーハウジング740 で形成された環状燃焼域754 に接
線方向に燃料／空気予備混合物を送給するベンチュリ76
8 を有する。冷却シュラウド783 とライナーハウジング
740 は対流式冷却流路782 の一部を形成し、冷却シュラ
ウド783 と圧力ハウジング714 の円周方向隣接部分は圧
縮空気の一部をプレミキサ760 に送給するための環状プ
レナム784 を形成する。圧縮空気流の残部は、図８に示
すものと類似の構造を用いて、追加の対流冷却及び最終
的な希釈に使用される。
【００６９】しかし図13に示すエンジンシステムはほぼ
一定の高圧スプール軸速度で出力を得るためのものであ
り、図１の実施例と同様に、全圧縮空気流量は図８の実
施例のガス発生器モジュールのように異なる燃料流量に
対して自動的に調節されることはない。その結果、燃焼
器システム710 は特にプレミキサ760 と統合された圧縮
空気弁790 を有し、コントローラ794 の制御下で燃料弁
792 は制御されて所定のリーン燃料／空気比を達成す
る。図示していないが、図13の実施例は他の実施例の特
徴（ライナーハウジングを具備する点火装置、補助燃料
スプレーシステム、段階的希釈ポート等）を含んでもよ
い。
一定の高圧スプール軸速度で出力を得るためのものであ
り、図１の実施例と同様に、全圧縮空気流量は図８の実
施例のガス発生器モジュールのように異なる燃料流量に
対して自動的に調節されることはない。その結果、燃焼
器システム710 は特にプレミキサ760 と統合された圧縮
空気弁790 を有し、コントローラ794 の制御下で燃料弁
792 は制御されて所定のリーン燃料／空気比を達成す
る。図示していないが、図13の実施例は他の実施例の特
徴（ライナーハウジングを具備する点火装置、補助燃料
スプレーシステム、段階的希釈ポート等）を含んでもよ
い。
【００７０】図14は、本発明のさらに別の実施例による
ガスタービン式ガス発生器モジュール用の燃焼器システ
ムを示す。図１、図８及び図13に示す燃焼器システムと
同様に、燃焼器システム810 は環状燃焼器ハウジング84
0 を有し、環状燃焼器ハウジング840 は単段式燃焼域85
4 及びタービン入口ノズル850 の直ぐ上流の希釈ポート
858 ｂに隣接する希釈域856 を有する。エンジンシステ
ム810 はまた外部プレミキサ860 を有し、外部プレミキ
サ860 内でプレナム884 から流入した圧縮空気の所定の
部分はベンチュリ868 により燃料と混合され、入口ポー
ト843 を経てベンチュリ868 に連通する燃焼域854 に流
入する。また図１、図８及び図13に示す実施例と同様
に、圧縮空気の残部は実質的に全て、燃焼器ハウジング
のさらなる冷却のために導かれた後で希釈ポート（図14
中のポート858 ｂ）を経て希釈域に入る。
ガスタービン式ガス発生器モジュール用の燃焼器システ
ムを示す。図１、図８及び図13に示す燃焼器システムと
同様に、燃焼器システム810 は環状燃焼器ハウジング84
0 を有し、環状燃焼器ハウジング840 は単段式燃焼域85
4 及びタービン入口ノズル850 の直ぐ上流の希釈ポート
858 ｂに隣接する希釈域856 を有する。エンジンシステ
ム810 はまた外部プレミキサ860 を有し、外部プレミキ
サ860 内でプレナム884 から流入した圧縮空気の所定の
部分はベンチュリ868 により燃料と混合され、入口ポー
ト843 を経てベンチュリ868 に連通する燃焼域854 に流
入する。また図１、図８及び図13に示す実施例と同様
に、圧縮空気の残部は実質的に全て、燃焼器ハウジング
のさらなる冷却のために導かれた後で希釈ポート（図14
中のポート858 ｂ）を経て希釈域に入る。
【００７１】図１、図８及び図13に示す構造では、圧縮
空気の残部は希釈ポートの近傍で分割され、一部はター
ビンシュラウドの冷却用に利用され（例えば図１のチャ
ネル82ａを通る）、他の部分は直接希釈ポートに流入す
る（例えば図１のチャネル82を通る）。これと対照的
に、燃焼器システム810 の圧縮空気流の残部は実質的に
全て、ポート858 ｂを経て希釈域856 に入る前にチャネ
ル882 ａを流通してタービンシュラウド857 を冷却する
ので、図８の実施例のハウジング540 の体積と比較し
て、ハウジング840 の燃焼体積は大きい。このように圧
縮空気の残部は燃焼器ライナーハウジングとラジアルタ
ービンシュラウドの両方を冷却し、シュラウドの冷却作
用と燃焼器システムの通常の作用とが併存する。図14の
燃焼器システムは構造が簡単であるので安価であり、か
つタービンシュラウド857 とタービン820 との間の隙間
を適当に制御することができる。
空気の残部は希釈ポートの近傍で分割され、一部はター
ビンシュラウドの冷却用に利用され（例えば図１のチャ
ネル82ａを通る）、他の部分は直接希釈ポートに流入す
る（例えば図１のチャネル82を通る）。これと対照的
に、燃焼器システム810 の圧縮空気流の残部は実質的に
全て、ポート858 ｂを経て希釈域856 に入る前にチャネ
ル882 ａを流通してタービンシュラウド857 を冷却する
ので、図８の実施例のハウジング540 の体積と比較し
て、ハウジング840 の燃焼体積は大きい。このように圧
縮空気の残部は燃焼器ライナーハウジングとラジアルタ
ービンシュラウドの両方を冷却し、シュラウドの冷却作
用と燃焼器システムの通常の作用とが併存する。図14の
燃焼器システムは構造が簡単であるので安価であり、か
つタービンシュラウド857 とタービン820 との間の隙間
を適当に制御することができる。
【００７２】実施例 本発明の環状燃焼器システムの性能を評価するために、
図４〜図６に示す環状燃料／空気プレミキサを有する環
状燃焼器を、空気及び気体燃料（天然ガス）の外部源を
使用することにより大気内でテストした。表１はテスト
に使用した装置の重要な寸法値を示す。
図４〜図６に示す環状燃料／空気プレミキサを有する環
状燃焼器を、空気及び気体燃料（天然ガス）の外部源を
使用することにより大気内でテストした。表１はテスト
に使用した装置の重要な寸法値を示す。
【００７３】 表１ 燃焼チャンバの容積・・・12.3×10-3ｍ3 燃焼域の外径・・・・・・・0.346 ｍ 燃焼域の内径・・・・・・・0.200 ｍ ハウジングの軸線からベンチュリの軸線までの半径方向距離・・・0.124 ｍ ベンチュリの直径 喉部・・・45ｍｍ 出口・・・75ｍｍ 多孔部材の各穴の直径及びピッチ・・・φ3.75ｍｍ×５ｍｍ
【００７４】テストは、アイドリング及びフル作動に対
応する流れ状態の時に行った。所定の燃料／空気比を達
成する流量は、制御手段を使用しないで手動で圧縮空気
弁290 及び燃料弁（図示せず）をセットすることにより
定めた。表２はテストに用いた燃料及び圧縮空気の流量
及び他の重要なパラメータ、及びＮＯｘレベルの測定値
及びＣＯの大凡の放出レベルを示す。
応する流れ状態の時に行った。所定の燃料／空気比を達
成する流量は、制御手段を使用しないで手動で圧縮空気
弁290 及び燃料弁（図示せず）をセットすることにより
定めた。表２はテストに用いた燃料及び圧縮空気の流量
及び他の重要なパラメータ、及びＮＯｘレベルの測定値
及びＣＯの大凡の放出レベルを示す。
【００７５】 表２ アイドリング時 フル作動時 天然ガスのＢＴＵ比（MJ／kg） 38.02 38.02 燃料流量（g/s) 2.45 3.12 全空気流量（g/s) 183 160 燃料／空気比 0.033 0.033 圧縮空気の入口温度（℃） 376 430 全圧力損失（％） 5 3 全空気因子（factor） 2.3 2.3 パターン因子（％） 11 8 15％Ｏ2 時のＮＯｘ（ppm) 5 3
【００７６】上記データは著しく低いＮＯｘ放出レベル
を示すが、このレベルは高圧作動時に換算しても、プレ
ミキサを使用する従来のガスタービンエンジンモジュー
ル燃焼器システムの典型的な値より十分に低い。G. Leo
nard et al., ^Developmentof Aero Derivative Gas Tu
rbine DLE Combustion System" （空力学的ガス・ター
ビンＤＬＥ燃焼システムの開発）、Diesel And Gas Tur
bine Worldwide、1993年５月、22頁及び24頁を参照。
を示すが、このレベルは高圧作動時に換算しても、プレ
ミキサを使用する従来のガスタービンエンジンモジュー
ル燃焼器システムの典型的な値より十分に低い。G. Leo
nard et al., ^Developmentof Aero Derivative Gas Tu
rbine DLE Combustion System" （空力学的ガス・ター
ビンＤＬＥ燃焼システムの開発）、Diesel And Gas Tur
bine Worldwide、1993年５月、22頁及び24頁を参照。
【００７７】本発明の環状燃焼器システム、燃料／空気
プレミキサ装置及び作動方法の上記詳細な記載から、本
発明の精神を逸脱することなく変更をすることができる
ことは、当業者には明らかである。従って、本発明の範
囲は本発明に記載の具体的な実施例に限定されるもので
はなく、添付の特許請求の範囲の欄及びその均等物によ
り決定される。
プレミキサ装置及び作動方法の上記詳細な記載から、本
発明の精神を逸脱することなく変更をすることができる
ことは、当業者には明らかである。従って、本発明の範
囲は本発明に記載の具体的な実施例に限定されるもので
はなく、添付の特許請求の範囲の欄及びその均等物によ
り決定される。
【図１】 本発明の燃焼器システムを使用するガスター
ビンエンジンモジュールを概略的に示す断面図である。
ビンエンジンモジュールを概略的に示す断面図である。
【図２】 図１に示す装置の方向IBから見た概略端面図
である。
である。
【図３】 図１と異なる燃焼器システムを有するガスタ
ービンエンジンモジュールを概略的に示す断面図であ
る。
ービンエンジンモジュールを概略的に示す断面図であ
る。
【図４】 図１の装置の好ましい燃料／空気プレミキサ
のテスト版を詳細に示す断面図である。
のテスト版を詳細に示す断面図である。
【図５】 図１の装置の好ましい燃料／空気プレミキサ
のテスト版を詳細に示す断面図である。
のテスト版を詳細に示す断面図である。
【図６】 図１の装置の好ましい燃料／空気プレミキサ
のテスト版を詳細に示す断面図である。
のテスト版を詳細に示す断面図である。
【図７】 図４〜図６の燃料／空気プレミキサの変更例
（エンジン版）を詳細に示す断面図である。
（エンジン版）を詳細に示す断面図である。
【図８】 本発明の燃焼器システムを使用する別のガス
タービンエンジンモジュールを概略的に示す断面図であ
る。
タービンエンジンモジュールを概略的に示す断面図であ
る。
【図９】 本発明の燃焼器システムを使用する別のガス
タービンエンジンモジュールを概略的に示す断面図であ
る。
タービンエンジンモジュールを概略的に示す断面図であ
る。
【図10】 本発明のガスタービンエンジンモジュール用
プレミキサの別の例を示す概略端面図である。
プレミキサの別の例を示す概略端面図である。
【図11】 本発明のガスタービンエンジンモジュール用
プレミキサの別の例を示す概略端面図である。
プレミキサの別の例を示す概略端面図である。
【図12】 本発明のガスタービンエンジンモジュール用
プレミキサの別の例を示す概略端面図である。
プレミキサの別の例を示す概略端面図である。
【図13】 本発明の燃焼器システムを使用する別のガス
タービンエンジンモジュールを示す概略端面図である。
タービンエンジンモジュールを示す概略端面図である。
【図14】 本発明の燃焼器システムを使用する別のガス
タービンエンジンモジュールを示す概略端面図である。
タービンエンジンモジュールを示す概略端面図である。
10、110 、510 、710 、810 ・・・燃焼器システム 12、212 ・・・ガスタービンエンジンモジュール 14、214 、514 、714 ・・・加圧ハウジング 16・・・シャフト 20・・・ラジアルタービン 30・・・プレナムチャンバ 32・・・燃料源 40、140 、240 、540 、740 ・・・ライナーハウジング 52、152 ・・・燃焼チャンバ 54、154 、254 、554 、754 、854 ・・・燃焼域 56、856 ・・・希釈域 60、160 、260 、360 、560 、660 、760 、860 ・・・
プレミキサ 62、162 、262 ・・・圧縮空気吸入ハウジング組立体 64、164 、264 、364 、564 、764 ・・・燃料ノズル 66、166 ・・・燃料ライン 68、268 、368 、568 、668 、768 、868 ・・・ベンチ
ュリ 80、180 ・・・圧縮空気導管手段 82、582 、782 、882 ・・・流路 84、284 、584 、684 、784 、884 ・・・プレナム 90、190 、290 、590 、790 ・・・圧縮空気用弁 92、792 ・・・燃料弁 94・・・コントローラ 303 、557 、583 、783 、857 ・・・タービンシュラウ
ド 304 ・・・上流コンパートメント 306 ・・・下流コンパートメント 326 、426 、667 ・・・多孔流れ平滑化部材 512 ・・・ガス発生器モジュール
プレミキサ 62、162 、262 ・・・圧縮空気吸入ハウジング組立体 64、164 、264 、364 、564 、764 ・・・燃料ノズル 66、166 ・・・燃料ライン 68、268 、368 、568 、668 、768 、868 ・・・ベンチ
ュリ 80、180 ・・・圧縮空気導管手段 82、582 、782 、882 ・・・流路 84、284 、584 、684 、784 、884 ・・・プレナム 90、190 、290 、590 、790 ・・・圧縮空気用弁 92、792 ・・・燃料弁 94・・・コントローラ 303 、557 、583 、783 、857 ・・・タービンシュラウ
ド 304 ・・・上流コンパートメント 306 ・・・下流コンパートメント 326 、426 、667 ・・・多孔流れ平滑化部材 512 ・・・ガス発生器モジュール
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.6 識別記号 庁内整理番号 ＦＩ 技術表示箇所 Ｆ２３Ｌ 1/00 Ｆ２３Ｌ 1/00 Ｂ Ｆ２３Ｒ 3/28 Ｆ２３Ｒ 3/28 Ｂ 3/52 3/52
Claims (20)
- 【請求項１】 ガスタービン中で圧縮空気源及び燃料源
とともに作動するための燃焼器システムにおいて、燃焼
チャンバと、燃料と圧縮空気の第一の部分とを予備混合
して燃料／空気混合物を前記燃焼チャンバに送給するた
めに前記燃焼チャンバの外側に配置されているプレミキ
サとを有し、前記プレミキサは、(a) 圧縮空気流路を介
して前記圧縮空気源に連通し、それより直ぐ上流の前記
流路部分は入口領域を形成する入口と、前記燃焼チャン
バに連通する出口と、軸線とを有するベンチュリーと、
(b) 前記燃料源に連通し、燃料スプレーを前記ベンチュ
リの入口領域内に送給する位置に出口を有する燃料ノズ
ルであって、その出口は前記ベンチュリ軸線に沿ってベ
ンチュリ入口から離隔している燃料ノズルとを有するこ
とを特徴とする燃焼器システム。 - 【請求項２】 請求項１に記載の燃焼器システムにおい
て、さらに前記圧縮空気流路内に位置して前記ベンチュ
リの入口及び前記燃料ノズルの出口を包囲する多孔部材
を有し、前記多孔部材の個々の孔は前記多孔部材内に流
入する圧縮空気の方向を、前記ベンチュリ軸線に対して
半径方向、半径方向／軸線方向又は軸線方向とすること
を特徴とする燃焼器システム。 - 【請求項３】 請求項２に記載の燃焼器システムにおい
て、前記個々の孔は実質的に半円形断面を有し、前記多
孔部材の内面上で個々の孔の少なくとも１つの上端部に
リップ部が設けられており、前記リップ部は前記ベンチ
ュリの軸線に対して傾斜した自由端を有することを特徴
とする燃焼器システム。 - 【請求項４】 請求項１に記載の燃焼器システムにおい
て、前記多孔部材は縮径した開口端を有し、前記燃料ノ
ズル出口を半径方向に離隔して包囲するドームの形状を
有し、もって圧縮空気の一部が前記孔をバイパスするた
めの環状流路を形成することを特徴とする燃焼器システ
ム。 - 【請求項５】 請求項１に記載の燃焼器システムにおい
て、さらに前記ベンチュリを加熱するために加熱手段を
有することを特徴とする燃焼器システム。 - 【請求項６】 請求項１に記載の燃焼器システムにおい
て、さらに前記ベンチュリ内に位置する点火装置を有す
ることを特徴とする燃焼器システム。 - 【請求項７】 請求項１に記載の燃焼器システムにおい
て、前記ガスタービンはタービンシュラウドを有し、前
記燃焼器システムはさらに前記燃焼チャンバを形成する
ハウジングと、前記圧縮空気のほぼ残部が流入し前記ハ
ウジングの少なくとも一部及び前記タービンシュラウド
を対流冷却する導管手段を有することを特徴とする燃焼
器システム。 - 【請求項８】 請求項７に記載の燃焼器システムにおい
て、前記導管手段は前記ハウジングと連通し、前記ハウ
ジング部分及び前記シュラウドを冷却した後で前記圧縮
空気の残部を希釈用空気として前記燃焼チャンバに送給
することを特徴とする燃焼器システム。 - 【請求項９】 請求項７に記載の燃焼器システムにおい
て、前記ハウジングは燃焼域及び希釈域を有する単段燃
焼チャンバを形成する円筒状の燃焼ライナーハウジング
であり、前記希釈域を形成する前記ライナーハウジング
部分は前記タービンシュラウドの近傍に配置されてお
り、前記ライナーハウジングはまた前記希釈域に開口す
る孔手段を有し、前記導管手段は、前記孔手段に送給さ
れる前に前記希釈域を形成する前記ライナーハウジング
部分及び前記タービンシュラウドを前記圧縮空気の残部
で対流冷却するために前記孔手段の上流に位置する少な
くとも１つの流路を有し、前記流路を流れる圧縮空気は
前記燃焼域形成ライナーハウジング部分により前記燃焼
域から隔離されていることを特徴とする燃焼器システ
ム。 - 【請求項10】請求項７に記載の燃焼器システムにおい
て、さらに前記ベンチュリ軸線の延長線上と交じわる点
の近傍に位置する点火装置を有することを特徴とする燃
焼器システム。 - 【請求項11】 請求項１に記載の燃焼器システムにおい
て、前記燃料は液体燃料であり、前記燃料ノズルはまた
前記液体燃料が前記ベンチュリ領域に入る前に前記液体
燃料を噴霧化することを特徴とする燃焼器システム。 - 【請求項12】 請求項１に記載の燃焼器システムにおい
て、前記ベンチュリ出口は前記ハウジングとほぼ同一平
面上にあることを特徴とする燃焼器システム。 - 【請求項13】請求項１に記載の燃焼器システムにおい
て、前記燃焼チャンバに前記燃料／空気混合物を送給す
るために１つのプレミキサを有することを特徴とする燃
焼器システム。 - 【請求項14】 請求項１に記載の燃焼器システムにおい
て、前記ガスタービンは出口、タービン及び前記タービ
ンと連結するシャフト手段を有する空気コンプレッサを
有する機械的に独立のスプールを有し、前記ガスタービ
ンはさらに前記燃焼チャンバから出て前記タービン内を
延在する排気ガス用流路を有し、前記燃焼器システムは
さらに、前記圧縮空気の第一の部分を前記プレミキサに
送給するために前記空気コンプレッサ出口に連通する第
一導管手段を有し、前記圧縮空気の残部はほぼすべて前
記タービンの上流の前記排気ガス流路に流入し、前記ス
プールの回転速度は燃料の流量に依存しており、もって
ほぼガスタービンの全作動範囲にわたって燃料／空気比
がほぼ一定に維持されることを特徴とする燃焼器システ
ム。 - 【請求項15】 請求項１に記載の燃焼器システムにおい
て、前記燃焼チャンバは円筒状で軸線を有し、前記ベン
チュリの軸線は前記チャンバの軸線に対してほぼ接線方
向であることを特徴とする燃焼器システム。 - 【請求項16】 請求項14に記載の燃焼器システムを有す
るガスタービンエンジンであって、さらに前記タービン
の下流の前記排気ガス流路内に位置する出力手段を有す
ることを特徴とするガスタービンエンジン。 - 【請求項17】 ＮＯｘ、未燃焼燃料及び燃焼副生物を低
減するガスタービンエンジンの作動方法において、前記
ガスタービンは燃焼域及び希釈域を有する燃焼チャンバ
を形成する円筒形ハウジングを有するとともに、空気コ
ンプレッサ、タービン及び空気コンプレッサと連結する
シャフト手段を有する機械的に独立なスプールを有し、
(1) 前記ハウジングの外側でベンチュリを使用して燃料
／空気混合物を燃焼チャンバに注入することにより、前
記燃料流の全てを圧縮空気流の第一の部分と連続的に予
備混合し、(2) 圧縮空気流の残部を前記希釈域に入れ、
(4) 所望の出力レベルに従って燃料流量を制御して、タ
ービン速度及びコンプレッサ速度を調節し、前記圧縮空
気流を前記コンプレッサ速度に従って変化させ、もって
実質的にガスタービンエンジンモジュールの全作動範囲
にわたって前記燃料／空気比を実質的に一定に維持する
ことを特徴とする方法。 - 【請求項18】 請求項17に記載の方法において、前記ベ
ンチュリは入口及び圧縮空気の第一の部分の流路に沿っ
てベンチュリの上流に位置する入口領域を有し、燃料は
液体燃料であり、さらに圧縮空気の第一の部分と初期混
合するためにベンチュリ入口から離隔した位置でベンチ
ュリ入口領域に噴霧化した燃料を供給する工程を有する
ことを特徴とする方法。 - 【請求項19】 請求項17に記載の方法において、前記ベ
ンチュリは内壁を有し、さらに気化した燃料を前記内壁
から離隔させるために前記圧縮空気の第一の部分を流す
工程を有することを特徴とする方法。 - 【請求項20】 請求項19に記載の方法において、さらに
ガスタービンのスタート時にベンチュリ内で燃料／空気
混合物を点火する工程を有することを特徴とする方法。
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/264,844 | 1994-07-05 | ||
| US08/264,844 US5638674A (en) | 1993-07-07 | 1994-07-05 | Convectively cooled, single stage, fully premixed controllable fuel/air combustor with tangential admission |
| US08/348,829 US5572862A (en) | 1993-07-07 | 1994-11-29 | Convectively cooled, single stage, fully premixed fuel/air combustor for gas turbine engine modules |
| US08/348,829 | 1994-11-29 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
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Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7048976A Pending JPH08247462A (ja) | 1994-07-05 | 1995-02-13 | ガスタービンエンジンモジュール用の対流冷却型燃料／空気予備混合物用単段燃焼器 |
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|---|---|
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| CN (1) | CN1065947C (ja) |
| DE (1) | DE69528862D1 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPWO2017138035A1 (ja) * | 2016-02-09 | 2018-08-30 | 三菱重工コンプレッサ株式会社 | ガスエキスパンダ |
| CN112344371A (zh) * | 2020-11-06 | 2021-02-09 | 徐州燃烧控制研究院有限公司 | 一种火焰筒、工业低氮燃烧器和燃气火焰逐级放大方法 |
Families Citing this family (111)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5613357A (en) * | 1993-07-07 | 1997-03-25 | Mowill; R. Jan | Star-shaped single stage low emission combustor system |
| EP0731316A1 (en) * | 1995-02-24 | 1996-09-11 | R. Jan Mowill | Star-shaped single stage low emission combustion system |
| DE19780258D2 (de) * | 1996-04-04 | 1999-09-23 | Nadine Jung | Gasturbineneinheit |
| US6070406A (en) * | 1996-11-26 | 2000-06-06 | Alliedsignal, Inc. | Combustor dilution bypass system |
| US6233915B1 (en) | 1997-04-17 | 2001-05-22 | Allied Signal, Inc. | Injection tube for connecting a cold plenum to a hot chamber |
| DE19719197A1 (de) * | 1997-05-09 | 1998-11-12 | Abb Research Ltd | Verfahren und Vorrichtung zum Betreiben der Brennkammer einer Gasturbinenanlage mit Flüssigbrennstoff |
| US6220035B1 (en) * | 1997-09-15 | 2001-04-24 | Alliedsignal Inc. | Annular combustor tangential injection flame stabilizer |
| US5971026A (en) * | 1997-12-09 | 1999-10-26 | Honeywell Inc. | Internal geometry shape design for venturi tube-like gas-air mixing valve |
| DE69916911T2 (de) | 1998-02-10 | 2005-04-21 | Gen Electric | Brenner mit gleichmässiger Brennstoff/Luft Vormischung zur emissionsarmen Verbrennung |
| US6026645A (en) * | 1998-03-16 | 2000-02-22 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Fuel/air mixing disks for dry low-NOx combustors |
| US6925809B2 (en) | 1999-02-26 | 2005-08-09 | R. Jan Mowill | Gas turbine engine fuel/air premixers with variable geometry exit and method for controlling exit velocities |
| US6253538B1 (en) | 1999-09-27 | 2001-07-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Variable premix-lean burn combustor |
| WO2001040713A1 (en) | 1999-12-03 | 2001-06-07 | Mowill Rolf Jan | Cooled premixer exit nozzle for gas turbine combustor and method of operation therefor |
| US6327860B1 (en) | 2000-06-21 | 2001-12-11 | Honeywell International, Inc. | Fuel injector for low emissions premixing gas turbine combustor |
| US6363724B1 (en) | 2000-08-31 | 2002-04-02 | General Electric Company | Gas only nozzle fuel tip |
| JP2003194338A (ja) | 2001-12-14 | 2003-07-09 | R Jan Mowill | 可変出口形状を有するガスタービンエンジン用燃料／空気プレミキサ及び出口速度の制御方法 |
| US6931862B2 (en) | 2003-04-30 | 2005-08-23 | Hamilton Sundstrand Corporation | Combustor system for an expendable gas turbine engine |
| US6923642B2 (en) * | 2003-10-08 | 2005-08-02 | General Motors Corporation | Premixed prevaporized combustor |
| KR20060010037A (ko) * | 2004-07-27 | 2006-02-02 | 장근섭 | 터빈 장착 보일러 및 수냉식 터빈 엔진 |
| US7574865B2 (en) * | 2004-11-18 | 2009-08-18 | Siemens Energy, Inc. | Combustor flow sleeve with optimized cooling and airflow distribution |
| US7762085B2 (en) * | 2005-08-22 | 2010-07-27 | Teledyne Technologies Incorporated | Turbine engine having two off-axis spools with valving-enabled modulation between high and low power modes |
| DE102005062079A1 (de) * | 2005-12-22 | 2007-07-12 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Magervormischbrenner mit einer Zerstäuberlippe |
| US7950233B2 (en) * | 2006-03-31 | 2011-05-31 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor |
| US7926279B2 (en) * | 2006-09-21 | 2011-04-19 | Siemens Energy, Inc. | Extended life fuel nozzle |
| US7975487B2 (en) | 2006-09-21 | 2011-07-12 | Solar Turbines Inc. | Combustor assembly for gas turbine engine |
| WO2009120779A2 (en) | 2008-03-28 | 2009-10-01 | Exxonmobil Upstream Research Company | Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods |
| CN104098070B (zh) | 2008-03-28 | 2016-04-13 | 埃克森美孚上游研究公司 | 低排放发电和烃采收系统及方法 |
| US8347630B2 (en) * | 2008-09-03 | 2013-01-08 | United Technologies Corp | Air-blast fuel-injector with shield-cone upstream of fuel orifices |
| SG195533A1 (en) | 2008-10-14 | 2013-12-30 | Exxonmobil Upstream Res Co | Methods and systems for controlling the products of combustion |
| US8128344B2 (en) * | 2008-11-05 | 2012-03-06 | General Electric Company | Methods and apparatus involving shroud cooling |
| FR2950109B1 (fr) | 2009-09-17 | 2012-07-27 | Turbomeca | Turbomoteur a arbres paralleles |
| FR2948988B1 (fr) * | 2009-08-04 | 2011-12-09 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine comprenant des orifices d'entree d'air ameliores |
| BR112012010294A2 (pt) | 2009-11-12 | 2017-11-07 | Exxonmobil Upstream Res Co | sistema integrado, e, método para a recuperação de hidrocarboneto de baixa emissão com produção de energia |
| TWI564475B (zh) | 2010-07-02 | 2017-01-01 | 艾克頌美孚上游研究公司 | 低排放之三循環動力產生系統和方法 |
| AU2011271635B2 (en) | 2010-07-02 | 2015-10-08 | Exxonmobil Upstream Research Company | Stoichiometric combustion of enriched air with exhaust gas recirculation |
| AU2011271634B2 (en) | 2010-07-02 | 2016-01-28 | Exxonmobil Upstream Research Company | Stoichiometric combustion with exhaust gas recirculation and direct contact cooler |
| SG186158A1 (en) | 2010-07-02 | 2013-01-30 | Exxonmobil Upstream Res Co | Low emission power generation systems and methods |
| US8863525B2 (en) | 2011-01-03 | 2014-10-21 | General Electric Company | Combustor with fuel staggering for flame holding mitigation |
| TWI563165B (en) | 2011-03-22 | 2016-12-21 | Exxonmobil Upstream Res Co | Power generation system and method for generating power |
| TWI563166B (en) | 2011-03-22 | 2016-12-21 | Exxonmobil Upstream Res Co | Integrated generation systems and methods for generating power |
| TWI593872B (zh) | 2011-03-22 | 2017-08-01 | 艾克頌美孚上游研究公司 | 整合系統及產生動力之方法 |
| TWI564474B (zh) | 2011-03-22 | 2017-01-01 | 艾克頌美孚上游研究公司 | 於渦輪系統中控制化學計量燃燒的整合系統和使用彼之產生動力的方法 |
| US11015808B2 (en) | 2011-12-13 | 2021-05-25 | General Electric Company | Aerodynamically enhanced premixer with purge slots for reduced emissions |
| WO2013095829A2 (en) | 2011-12-20 | 2013-06-27 | Exxonmobil Upstream Research Company | Enhanced coal-bed methane production |
| US9033670B2 (en) | 2012-04-11 | 2015-05-19 | Honeywell International Inc. | Axially-split radial turbines and methods for the manufacture thereof |
| US9353682B2 (en) | 2012-04-12 | 2016-05-31 | General Electric Company | Methods, systems and apparatus relating to combustion turbine power plants with exhaust gas recirculation |
| US9115586B2 (en) | 2012-04-19 | 2015-08-25 | Honeywell International Inc. | Axially-split radial turbine |
| US9784185B2 (en) | 2012-04-26 | 2017-10-10 | General Electric Company | System and method for cooling a gas turbine with an exhaust gas provided by the gas turbine |
| US10273880B2 (en) | 2012-04-26 | 2019-04-30 | General Electric Company | System and method of recirculating exhaust gas for use in a plurality of flow paths in a gas turbine engine |
| US8925323B2 (en) | 2012-04-30 | 2015-01-06 | General Electric Company | Fuel/air premixing system for turbine engine |
| US9708977B2 (en) | 2012-12-28 | 2017-07-18 | General Electric Company | System and method for reheat in gas turbine with exhaust gas recirculation |
| US10161312B2 (en) | 2012-11-02 | 2018-12-25 | General Electric Company | System and method for diffusion combustion with fuel-diluent mixing in a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system |
| US9611756B2 (en) | 2012-11-02 | 2017-04-04 | General Electric Company | System and method for protecting components in a gas turbine engine with exhaust gas recirculation |
| US9631815B2 (en) | 2012-12-28 | 2017-04-25 | General Electric Company | System and method for a turbine combustor |
| US10107495B2 (en) | 2012-11-02 | 2018-10-23 | General Electric Company | Gas turbine combustor control system for stoichiometric combustion in the presence of a diluent |
| US9574496B2 (en) | 2012-12-28 | 2017-02-21 | General Electric Company | System and method for a turbine combustor |
| US9803865B2 (en) | 2012-12-28 | 2017-10-31 | General Electric Company | System and method for a turbine combustor |
| US9869279B2 (en) | 2012-11-02 | 2018-01-16 | General Electric Company | System and method for a multi-wall turbine combustor |
| US9599070B2 (en) | 2012-11-02 | 2017-03-21 | General Electric Company | System and method for oxidant compression in a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system |
| US10215412B2 (en) | 2012-11-02 | 2019-02-26 | General Electric Company | System and method for load control with diffusion combustion in a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system |
| US10208677B2 (en) | 2012-12-31 | 2019-02-19 | General Electric Company | Gas turbine load control system |
| US9581081B2 (en) | 2013-01-13 | 2017-02-28 | General Electric Company | System and method for protecting components in a gas turbine engine with exhaust gas recirculation |
| US9512759B2 (en) | 2013-02-06 | 2016-12-06 | General Electric Company | System and method for catalyst heat utilization for gas turbine with exhaust gas recirculation |
| US9938861B2 (en) | 2013-02-21 | 2018-04-10 | Exxonmobil Upstream Research Company | Fuel combusting method |
| TW201502356A (zh) | 2013-02-21 | 2015-01-16 | Exxonmobil Upstream Res Co | 氣渦輪機排氣中氧之減少 |
| WO2014133406A1 (en) | 2013-02-28 | 2014-09-04 | General Electric Company | System and method for a turbine combustor |
| US9618261B2 (en) | 2013-03-08 | 2017-04-11 | Exxonmobil Upstream Research Company | Power generation and LNG production |
| TW201500635A (zh) | 2013-03-08 | 2015-01-01 | Exxonmobil Upstream Res Co | 處理廢氣以供用於提高油回收 |
| US20140250945A1 (en) | 2013-03-08 | 2014-09-11 | Richard A. Huntington | Carbon Dioxide Recovery |
| JP6143895B2 (ja) | 2013-03-08 | 2017-06-07 | エクソンモービル アップストリーム リサーチ カンパニー | 発電及びメタンハイドレートからのメタン回収 |
| US9476305B2 (en) | 2013-05-13 | 2016-10-25 | Honeywell International Inc. | Impingement-cooled turbine rotor |
| EP3011231B1 (en) | 2013-06-18 | 2019-10-30 | Woodward, Inc. | Gas turbine combustor assembly |
| TWI654368B (zh) | 2013-06-28 | 2019-03-21 | 美商艾克頌美孚上游研究公司 | 用於控制在廢氣再循環氣渦輪機系統中的廢氣流之系統、方法與媒體 |
| US9631542B2 (en) | 2013-06-28 | 2017-04-25 | General Electric Company | System and method for exhausting combustion gases from gas turbine engines |
| US9835089B2 (en) | 2013-06-28 | 2017-12-05 | General Electric Company | System and method for a fuel nozzle |
| US9617914B2 (en) | 2013-06-28 | 2017-04-11 | General Electric Company | Systems and methods for monitoring gas turbine systems having exhaust gas recirculation |
| US9903588B2 (en) | 2013-07-30 | 2018-02-27 | General Electric Company | System and method for barrier in passage of combustor of gas turbine engine with exhaust gas recirculation |
| US9587510B2 (en) | 2013-07-30 | 2017-03-07 | General Electric Company | System and method for a gas turbine engine sensor |
| US9951658B2 (en) | 2013-07-31 | 2018-04-24 | General Electric Company | System and method for an oxidant heating system |
| US9482433B2 (en) * | 2013-11-11 | 2016-11-01 | Woodward, Inc. | Multi-swirler fuel/air mixer with centralized fuel injection |
| US10030588B2 (en) | 2013-12-04 | 2018-07-24 | General Electric Company | Gas turbine combustor diagnostic system and method |
| US9752458B2 (en) | 2013-12-04 | 2017-09-05 | General Electric Company | System and method for a gas turbine engine |
| US10227920B2 (en) | 2014-01-15 | 2019-03-12 | General Electric Company | Gas turbine oxidant separation system |
| US9915200B2 (en) | 2014-01-21 | 2018-03-13 | General Electric Company | System and method for controlling the combustion process in a gas turbine operating with exhaust gas recirculation |
| US9863267B2 (en) | 2014-01-21 | 2018-01-09 | General Electric Company | System and method of control for a gas turbine engine |
| US10079564B2 (en) | 2014-01-27 | 2018-09-18 | General Electric Company | System and method for a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system |
| US10047633B2 (en) | 2014-05-16 | 2018-08-14 | General Electric Company | Bearing housing |
| US10655542B2 (en) | 2014-06-30 | 2020-05-19 | General Electric Company | Method and system for startup of gas turbine system drive trains with exhaust gas recirculation |
| US9885290B2 (en) | 2014-06-30 | 2018-02-06 | General Electric Company | Erosion suppression system and method in an exhaust gas recirculation gas turbine system |
| US10060359B2 (en) | 2014-06-30 | 2018-08-28 | General Electric Company | Method and system for combustion control for gas turbine system with exhaust gas recirculation |
| US9819292B2 (en) | 2014-12-31 | 2017-11-14 | General Electric Company | Systems and methods to respond to grid overfrequency events for a stoichiometric exhaust recirculation gas turbine |
| US9869247B2 (en) | 2014-12-31 | 2018-01-16 | General Electric Company | Systems and methods of estimating a combustion equivalence ratio in a gas turbine with exhaust gas recirculation |
| US10788212B2 (en) | 2015-01-12 | 2020-09-29 | General Electric Company | System and method for an oxidant passageway in a gas turbine system with exhaust gas recirculation |
| US10094566B2 (en) | 2015-02-04 | 2018-10-09 | General Electric Company | Systems and methods for high volumetric oxidant flow in gas turbine engine with exhaust gas recirculation |
| US10316746B2 (en) | 2015-02-04 | 2019-06-11 | General Electric Company | Turbine system with exhaust gas recirculation, separation and extraction |
| US10253690B2 (en) | 2015-02-04 | 2019-04-09 | General Electric Company | Turbine system with exhaust gas recirculation, separation and extraction |
| US10267270B2 (en) | 2015-02-06 | 2019-04-23 | General Electric Company | Systems and methods for carbon black production with a gas turbine engine having exhaust gas recirculation |
| US10145269B2 (en) | 2015-03-04 | 2018-12-04 | General Electric Company | System and method for cooling discharge flow |
| US10480792B2 (en) | 2015-03-06 | 2019-11-19 | General Electric Company | Fuel staging in a gas turbine engine |
| FR3043173B1 (fr) * | 2015-10-29 | 2017-12-22 | Snecma | Systeme d'injection aerodynamique pour turbomachine d'aeronef, a melange air/carburant ameliore |
| US10941939B2 (en) * | 2017-09-25 | 2021-03-09 | General Electric Company | Gas turbine assemblies and methods |
| CN108252806A (zh) * | 2018-02-26 | 2018-07-06 | 西安空天能源动力智能制造研究院有限公司 | 一种通过涡扇发动机改型的燃气轮机及改型方法 |
| CN108954380A (zh) * | 2018-03-29 | 2018-12-07 | 李京泽 | 一种压气预热的恒温控制的燃烧室 |
| CN108825380B (zh) * | 2018-05-28 | 2020-05-19 | 华中科技大学 | 一种涡轴发动机 |
| CN109826721A (zh) * | 2019-04-03 | 2019-05-31 | 中南大学 | 一种提供空气和富燃燃气的装置及其发动机 |
| US11248794B2 (en) * | 2019-12-31 | 2022-02-15 | General Electric Company | Fluid mixing apparatus using liquid fuel and high- and low-pressure fluid streams |
| CN113606040B (zh) * | 2021-08-26 | 2023-12-19 | 华能国际电力股份有限公司 | 一种采用全预混低氮燃烧方式的燃气轮机发电装置 |
| CN113898474A (zh) * | 2021-10-19 | 2022-01-07 | 靳普科技(北京)有限公司 | 燃气轮机 |
| CN114753931A (zh) * | 2022-05-13 | 2022-07-15 | 哈尔滨工程大学 | 一种基于微型燃气轮机的回热器分流结构 |
| CN115183276A (zh) * | 2022-07-25 | 2022-10-14 | 清航空天(北京)科技有限公司 | 一种燃料供给组件、发动机燃烧室结构及发动机 |
| CN115523510B (zh) * | 2022-09-02 | 2023-10-13 | 哈尔滨工程大学 | 一种预混程度可调的氢燃料低排放燃烧室头部 |
Family Cites Families (96)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2675673A (en) * | 1954-04-20 | Gas turbine power plant | ||
| US1705383A (en) * | 1924-04-17 | 1929-03-12 | Mines De Frankenholz Soc D | Combustion chamber for use with powdered fuel |
| GB301137A (en) * | 1927-09-10 | 1928-11-29 | Frederick William Meredith | Improvements in or relating to navigational apparatus |
| US2108822A (en) * | 1935-11-11 | 1938-02-22 | Wells A Lippincott | Printing plate and formation thereof |
| US2183836A (en) * | 1936-12-18 | 1939-12-19 | Roberts Appliance Corp Gordon | Fluid fuel burner |
| DE748208C (de) * | 1938-06-15 | 1944-10-28 | Sulzer Ag | Gasturbinenanlage |
| US2268270A (en) * | 1938-12-13 | 1941-12-30 | Sulzer Ag | Gas turbine plant |
| DE872698C (de) * | 1942-05-31 | 1953-04-02 | Kloeckner Humboldt Deutz Ag | Gasturbine bzw. Strahltriebwerk |
| US2487514A (en) * | 1943-01-16 | 1949-11-08 | Jarvis C Marble | Turbine rotor cooling |
| DE833739C (de) * | 1943-09-04 | 1952-03-10 | Maschf Augsburg Nuernberg Ag | Gasturbinenanlage |
| US2608822A (en) * | 1944-10-07 | 1952-09-02 | Turbolectric Corp | Method of operation and regulation of thermal power plants |
| US2488969A (en) * | 1945-02-27 | 1949-11-22 | Bbc Brown Boveri & Cie | Combined gas producer and gas turbine plant |
| US2458497A (en) * | 1945-05-05 | 1949-01-11 | Babcock & Wilcox Co | Combustion chamber |
| US2489939A (en) * | 1945-05-05 | 1949-11-29 | Sulzer Ag | Variable load gas turbine system |
| US2513601A (en) * | 1945-12-29 | 1950-07-04 | Sulzer Ag | Gas turbine plant |
| US2621475A (en) * | 1946-06-13 | 1952-12-16 | Phillips Petroleum Co | Operation of multistage combustion gas turbines |
| US2469238A (en) * | 1947-08-28 | 1949-05-03 | Westinghouse Electric Corp | Gas turbine apparatus |
| GB668834A (en) * | 1948-11-02 | 1952-03-26 | Power Jets Res & Dev Ltd | Improvements in or relating to gas turbine power plant |
| CH283198A (de) * | 1949-03-25 | 1952-05-31 | Limited Centrax Power Units | Gasturbinenanlage. |
| US2625012A (en) * | 1950-04-18 | 1953-01-13 | Gen Engineering And Res Corp | Gas turbine power plant, including multiple fluid operated turbines |
| GB695342A (en) * | 1950-10-26 | 1953-08-05 | Lummus Co | Improvements in or relating to apparatus for generating hot flue gases under pressure |
| FR1126906A (fr) * | 1951-08-08 | 1956-12-04 | Turbine à gaz, plus spécialement pour véhicules | |
| US2663141A (en) * | 1952-05-03 | 1953-12-22 | Boeing Co | Gas turbine |
| CH324502A (de) * | 1954-12-18 | 1957-09-30 | Bbc Brown Boveri & Cie | Selbsttätige Luftregelungseinrichtung bei Brennkammern von Gasturbinenanlagen |
| DE1065188B (ja) * | 1955-09-23 | |||
| US2999359A (en) * | 1956-04-25 | 1961-09-12 | Rolls Royce | Combustion equipment of gas-turbine engines |
| US2988884A (en) * | 1958-09-23 | 1961-06-20 | Pouit Robert | Improvements in gas turbine power plants |
| CH363853A (de) * | 1959-01-10 | 1962-08-15 | Sulzer Ag | Gasturbinenanlage mit zwei Wellen |
| US3099134A (en) * | 1959-12-24 | 1963-07-30 | Havilland Engine Co Ltd | Combustion chambers |
| US3204406A (en) * | 1960-04-04 | 1965-09-07 | Ford Motor Co | Cooling system for a re-expansion gas turbine engine |
| US3091081A (en) * | 1961-01-06 | 1963-05-28 | Curtiss Wright Corp | Prefilled liquid rocket engine |
| US3315467A (en) * | 1965-03-11 | 1967-04-25 | Westinghouse Electric Corp | Reheat gas turbine power plant with air admission to the primary combustion zone of the reheat combustion chamber structure |
| FR1590542A (ja) * | 1968-11-04 | 1970-04-13 | ||
| US3899884A (en) * | 1970-12-02 | 1975-08-19 | Gen Electric | Combustor systems |
| JPS4923482B1 (ja) * | 1970-12-27 | 1974-06-17 | ||
| FR2189630B1 (ja) * | 1972-06-23 | 1980-03-14 | Snecma | |
| US3765824A (en) * | 1972-08-02 | 1973-10-16 | Foster Wheeler Corp | Apparatus for determining air flow to a gas burner |
| US3768962A (en) * | 1972-10-02 | 1973-10-30 | F Baranowski | Gas torch |
| US3905192A (en) * | 1974-08-29 | 1975-09-16 | United Aircraft Corp | Combustor having staged premixing tubes |
| US3958413A (en) * | 1974-09-03 | 1976-05-25 | General Motors Corporation | Combustion method and apparatus |
| US4012904A (en) * | 1975-07-17 | 1977-03-22 | Chrysler Corporation | Gas turbine burner |
| US4030288A (en) * | 1975-11-10 | 1977-06-21 | Caterpillar Tractor Co. | Modular gas turbine engine assembly |
| US4073137A (en) * | 1976-06-02 | 1978-02-14 | United Technologies Corporation | Convectively cooled flameholder for premixed burner |
| DE2629761A1 (de) * | 1976-07-02 | 1978-01-05 | Volkswagenwerk Ag | Brennkammer fuer gasturbinen |
| SE404948B (sv) * | 1977-03-25 | 1978-11-06 | Stal Laval Turbin Ab | Tvaaxlig gasturbinanleggning |
| US4215535A (en) * | 1978-01-19 | 1980-08-05 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for reducing nitrous oxide emissions from combustors |
| US4301657A (en) * | 1978-05-04 | 1981-11-24 | Caterpillar Tractor Co. | Gas turbine combustion chamber |
| US4255927A (en) * | 1978-06-29 | 1981-03-17 | General Electric Company | Combustion control system |
| JPS5545739A (en) * | 1978-09-29 | 1980-03-31 | Japan Crown Cork Co Ltd | Bonding of polyolefin liner to metallic crown cap |
| GB2036296B (en) * | 1978-11-20 | 1982-12-01 | Rolls Royce | Gas turbine |
| US4260367A (en) * | 1978-12-11 | 1981-04-07 | United Technologies Corporation | Fuel nozzle for burner construction |
| US4286430A (en) * | 1979-09-17 | 1981-09-01 | Teledyne Industries, Inc. | Gas turbine engine |
| US4297842A (en) * | 1980-01-21 | 1981-11-03 | General Electric Company | NOx suppressant stationary gas turbine combustor |
| JPS5741524A (en) * | 1980-08-25 | 1982-03-08 | Hitachi Ltd | Combustion method of gas turbine and combustor for gas turbine |
| US4412414A (en) * | 1980-09-22 | 1983-11-01 | General Motors Corporation | Heavy fuel combustor |
| US4356698A (en) * | 1980-10-02 | 1982-11-02 | United Technologies Corporation | Staged combustor having aerodynamically separated combustion zones |
| GB2161914B (en) * | 1980-12-10 | 1986-06-11 | Rolls Royce | Combustion equipment for a gas turbine engine |
| US4389848A (en) * | 1981-01-12 | 1983-06-28 | United Technologies Corporation | Burner construction for gas turbines |
| DE3113416A1 (de) * | 1981-04-03 | 1982-10-21 | Ruhrgas Ag, 4300 Essen | Verfahren zum betrieb eines einem luftstrom ausgesetzten gasbrenners sowie brenner zur durchfuehrung des verfahrens |
| US4404806A (en) * | 1981-09-04 | 1983-09-20 | General Motors Corporation | Gas turbine prechamber and fuel manifold structure |
| DE3364029D1 (en) * | 1982-07-22 | 1986-07-17 | Garrett Corp | Combustor |
| DE3332959A1 (de) * | 1983-02-16 | 1985-03-28 | Horst 6208 Bad Schwalbach Dens | Einrichtung zur steuerung der verbrennung in sekundaergasstrahlverdichteranlagen fuer gasturbinen |
| US4807433A (en) * | 1983-05-05 | 1989-02-28 | General Electric Company | Turbine cooling air modulation |
| US4628687A (en) * | 1984-05-15 | 1986-12-16 | A/S Kongsberg Vapenfabrikk | Gas turbine combustor with pneumatically controlled flow distribution |
| EP0169431B1 (en) * | 1984-07-10 | 1990-04-11 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine combustor |
| US4700542A (en) * | 1984-09-21 | 1987-10-20 | Wang Lin Shu | Internal combustion engines and methods of operation |
| US4641495A (en) * | 1985-02-05 | 1987-02-10 | A/S Kongsberg Vapenfabrikk | Dual entry radial turbine gas generator |
| GB2172053B (en) * | 1985-03-05 | 1988-10-05 | Rolls Royce | Gas turbine engine valve control system |
| US4747262A (en) * | 1985-10-04 | 1988-05-31 | Allied-Signal, Inc. | Compressor power unit fuel flow control |
| JPH0663646B2 (ja) * | 1985-10-11 | 1994-08-22 | 株式会社日立製作所 | ガスタ−ビン用燃焼器 |
| SE453114B (sv) * | 1986-04-29 | 1988-01-11 | Asea Stal Ab | Sett for drift av ett turbinaggregat |
| US4838029A (en) * | 1986-09-10 | 1989-06-13 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Externally vaporizing system for turbine combustor |
| JP2644745B2 (ja) * | 1987-03-06 | 1997-08-25 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン用燃焼器 |
| US4845944A (en) * | 1987-05-18 | 1989-07-11 | Sundstrand Corporation | Dual mode gas turbine power plant |
| DE3770823D1 (de) * | 1987-10-19 | 1991-07-18 | Hitachi Ltd | Einrichtung zur regulierung des verbrennungsluftdurchsatzes in gasturbinenbrennkammern. |
| US4845952A (en) * | 1987-10-23 | 1989-07-11 | General Electric Company | Multiple venturi tube gas fuel injector for catalytic combustor |
| US4966001A (en) * | 1987-10-23 | 1990-10-30 | General Electric Company | Multiple venturi tube gas fuel injector for catalytic combustor |
| US4974415A (en) * | 1987-11-20 | 1990-12-04 | Sundstrand Corporation | Staged, coaxial multiple point fuel injection in a hot gas generator |
| US4928481A (en) * | 1988-07-13 | 1990-05-29 | Prutech Ii | Staged low NOx premix gas turbine combustor |
| EP0358437B1 (en) * | 1988-09-07 | 1995-07-12 | Hitachi, Ltd. | A fuel-air premixing device for a gas turbine |
| US4944149A (en) * | 1988-12-14 | 1990-07-31 | General Electric Company | Combustor liner with air staging for NOx control |
| US5280703A (en) * | 1989-12-11 | 1994-01-25 | Sundstrand Corporation | Turbine nozzle cooling |
| US5214911A (en) * | 1989-12-21 | 1993-06-01 | Sundstrand Corporation | Method and apparatus for high altitude starting of gas turbine engine |
| US5081832A (en) * | 1990-03-05 | 1992-01-21 | Rolf Jan Mowill | High efficiency, twin spool, radial-high pressure, gas turbine engine |
| US5070700A (en) * | 1990-03-05 | 1991-12-10 | Rolf Jan Mowill | Low emissions gas turbine combustor |
| US5156002A (en) * | 1990-03-05 | 1992-10-20 | Rolf J. Mowill | Low emissions gas turbine combustor |
| US5257499A (en) * | 1991-09-23 | 1993-11-02 | General Electric Company | Air staged premixed dry low NOx combustor with venturi modulated flow split |
| US5247797A (en) * | 1991-12-23 | 1993-09-28 | General Electric Company | Head start partial premixing for reducing oxides of nitrogen emissions in gas turbine combustors |
| US5218824A (en) * | 1992-06-25 | 1993-06-15 | Solar Turbines Incorporated | Low emission combustion nozzle for use with a gas turbine engine |
| US5309709A (en) * | 1992-06-25 | 1994-05-10 | Solar Turbines Incorporated | Low emission combustion system for a gas turbine engine |
| DE9215856U1 (de) * | 1992-11-21 | 1993-01-07 | MAN Gutehoffnungshütte AG, 4200 Oberhausen | Verdichterluft-Regelung eines Vormischbrenners bei Gasturbinen-Brennkammern |
| US5377483A (en) * | 1993-07-07 | 1995-01-03 | Mowill; R. Jan | Process for single stage premixed constant fuel/air ratio combustion |
| DE4411624A1 (de) * | 1994-04-02 | 1995-10-05 | Abb Management Ag | Brennkammer mit Vormischbrennern |
| DE4415315A1 (de) * | 1994-05-02 | 1995-11-09 | Abb Management Ag | Kraftwerksanlage |
| EP0731316A1 (en) * | 1995-02-24 | 1996-09-11 | R. Jan Mowill | Star-shaped single stage low emission combustion system |
| DE69718673T2 (de) * | 1996-06-28 | 2003-05-22 | United Technologies Corp., Hartford | Kühlbare schaufelstruktur für eine gasturbine |
-
1994
- 1994-11-29 US US08/348,829 patent/US5572862A/en not_active Expired - Fee Related
-
1995
- 1995-01-05 EP EP95100116A patent/EP0691512B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1995-01-05 DE DE69528862T patent/DE69528862D1/de not_active Expired - Lifetime
- 1995-02-13 JP JP7048976A patent/JPH08247462A/ja active Pending
- 1995-07-04 KR KR1019950019514A patent/KR100378566B1/ko not_active Expired - Fee Related
- 1995-07-05 CN CN95109188A patent/CN1065947C/zh not_active Expired - Fee Related
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPWO2017138035A1 (ja) * | 2016-02-09 | 2018-08-30 | 三菱重工コンプレッサ株式会社 | ガスエキスパンダ |
| CN112344371A (zh) * | 2020-11-06 | 2021-02-09 | 徐州燃烧控制研究院有限公司 | 一种火焰筒、工业低氮燃烧器和燃气火焰逐级放大方法 |
| CN112344371B (zh) * | 2020-11-06 | 2022-04-19 | 徐州燃烧控制研究院有限公司 | 一种火焰筒、工业低氮燃烧器和燃气火焰逐级放大方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE69528862D1 (de) | 2003-01-02 |
| EP0691512A3 (en) | 1997-05-07 |
| EP0691512B1 (en) | 2002-11-20 |
| CN1121557A (zh) | 1996-05-01 |
| KR100378566B1 (ko) | 2003-06-09 |
| US5572862A (en) | 1996-11-12 |
| CN1065947C (zh) | 2001-05-16 |
| EP0691512A2 (en) | 1996-01-10 |
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