JPH10318541A - 燃焼火炎を動的に安定化させた低ＮＯｘ燃焼器 - Google Patents
燃焼火炎を動的に安定化させた低ＮＯｘ燃焼器Info
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- JPH10318541A JPH10318541A JP10054064A JP5406498A JPH10318541A JP H10318541 A JPH10318541 A JP H10318541A JP 10054064 A JP10054064 A JP 10054064A JP 5406498 A JP5406498 A JP 5406498A JP H10318541 A JPH10318541 A JP H10318541A
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- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
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- F23R3/32—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising fuel prevapourising devices being tubular
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- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
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- F05B2260/962—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise by means creating "anti-noise"
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- F23R2900/00014—Reducing thermo-acoustic vibrations by passive means, e.g. by Helmholtz resonators
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- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】ガスタービンエンジンにおける燃焼火炎の動的
安定性を改良した低ＮＯｘの燃焼器および方法を提供す
る。 【解決手段】燃焼器は、複数のプレミキサが連接されて
いるドームを一端に有する燃焼室を含む。各プレミキサ
は、ダクトと、ダクト内に配置され空気に旋回を与える
スワラと、燃料を旋回空気中に噴射する複数の燃料イン
ジェクタとを含み、燃料空気混合物は燃焼室に流れそこ
に燃焼火炎を発生する。燃料インジェクタを、ドームか
ら異なる軸線方向距離で軸線方向に多段化し、これによ
り燃料を燃焼から切り離し、燃焼火炎の動的圧力振幅を
低減する。
安定性を改良した低ＮＯｘの燃焼器および方法を提供す
る。 【解決手段】燃焼器は、複数のプレミキサが連接されて
いるドームを一端に有する燃焼室を含む。各プレミキサ
は、ダクトと、ダクト内に配置され空気に旋回を与える
スワラと、燃料を旋回空気中に噴射する複数の燃料イン
ジェクタとを含み、燃料空気混合物は燃焼室に流れそこ
に燃焼火炎を発生する。燃料インジェクタを、ドームか
ら異なる軸線方向距離で軸線方向に多段化し、これによ
り燃料を燃焼から切り離し、燃焼火炎の動的圧力振幅を
低減する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明はガスタービンエンジ
ン、特にその低ＮＯｘ燃焼器に関する。
ン、特にその低ＮＯｘ燃焼器に関する。
【０００２】
【従来の技術】工業用発電ガスタービンエンジンは、圧
縮機と燃焼器を備え、圧縮機で圧縮した空気を燃料と混
合し、燃焼器で点火して、燃焼ガスを発生する。燃焼ガ
スはタービンに流れ、タービンで燃焼ガスからエネルギ
ーを抽出して、圧縮機に動力を供給するシャフトを駆動
するとともに、代表的には、発電機に動力を供給するた
めの出力動力を生成する。エンジンは代表的には、たと
えば送電線路網に電力を生成する発電機に動力を供給す
るために、比較的高い基本負荷にて、長期間にわたって
運転される。したがって、燃焼ガスからの排出ガス（エ
ミッション）は重大な関心事であり、法定限度規制を受
ける。
縮機と燃焼器を備え、圧縮機で圧縮した空気を燃料と混
合し、燃焼器で点火して、燃焼ガスを発生する。燃焼ガ
スはタービンに流れ、タービンで燃焼ガスからエネルギ
ーを抽出して、圧縮機に動力を供給するシャフトを駆動
するとともに、代表的には、発電機に動力を供給するた
めの出力動力を生成する。エンジンは代表的には、たと
えば送電線路網に電力を生成する発電機に動力を供給す
るために、比較的高い基本負荷にて、長期間にわたって
運転される。したがって、燃焼ガスからの排出ガス（エ
ミッション）は重大な関心事であり、法定限度規制を受
ける。
【０００３】具体的には、工業用ガスタービンエンジン
は、代表的には、低排出エミッション運転、特に低ＮＯ
ｘ運転にふさわしく設計された燃焼器を備える。低ＮＯ
ｘ燃焼器は、代表的には、複数のバーナ缶をエンジンの
円周まわりに円周方向に互いに隣接させた形態で、各バ
ーナ缶には複数のプレミキサがその上流端に連接されて
いる。各プレミキサは代表的には、円筒形ダクトを備
え、このダクト内にダクト入口からダクト出口まで延在
する管状中心体が同軸配置され、ダクト出口で、ダクト
は、バーナ缶の上流端を規定するとともに燃焼室を画定
するより大きなドームに連接している。
は、代表的には、低排出エミッション運転、特に低ＮＯ
ｘ運転にふさわしく設計された燃焼器を備える。低ＮＯ
ｘ燃焼器は、代表的には、複数のバーナ缶をエンジンの
円周まわりに円周方向に互いに隣接させた形態で、各バ
ーナ缶には複数のプレミキサがその上流端に連接されて
いる。各プレミキサは代表的には、円筒形ダクトを備
え、このダクト内にダクト入口からダクト出口まで延在
する管状中心体が同軸配置され、ダクト出口で、ダクト
は、バーナ缶の上流端を規定するとともに燃焼室を画定
するより大きなドームに連接している。
【０００４】複数の円周方向に離間したベーンを有する
スワラがダクト入口に配置されて、エンジン圧縮機から
受け取る圧縮空気に旋回を与える。スワラの下流に配置
された適当な燃料インジェクタは、代表的には、１列の
円周方向に離間された燃料スポークからなり、各スポー
クには複数の半径方向に離間した燃料噴射オリフィスが
設けられ、これらのオリフィスは、通常どおり中心体を
通して燃料、たとえばメタンガスを受け取り、燃焼器ド
ームの上流のプレミキサダクト中に吹出す。
スワラがダクト入口に配置されて、エンジン圧縮機から
受け取る圧縮空気に旋回を与える。スワラの下流に配置
された適当な燃料インジェクタは、代表的には、１列の
円周方向に離間された燃料スポークからなり、各スポー
クには複数の半径方向に離間した燃料噴射オリフィスが
設けられ、これらのオリフィスは、通常どおり中心体を
通して燃料、たとえばメタンガスを受け取り、燃焼器ド
ームの上流のプレミキサダクト中に吹出す。
【０００５】燃料インジェクタは燃焼室から軸線方向上
流に配置されているので、燃料および空気が混ざり合
い、予蒸発するのに十分な時間を持つことができる。こ
のようにして、予混合、予蒸発した燃料空気混合物は、
燃焼室でのそのクリーンな燃焼を維持し、排出エミッシ
ョンを低減する。燃焼室は、代表的には、無孔であり、
このためプレミキサに到達する空気の量が最大になり、
したがって生成するＮＯｘエミッション排出量が低くな
る。このようにして得られる燃焼器は法定の排出エミッ
ション限度を満たすことができる。
流に配置されているので、燃料および空気が混ざり合
い、予蒸発するのに十分な時間を持つことができる。こ
のようにして、予混合、予蒸発した燃料空気混合物は、
燃焼室でのそのクリーンな燃焼を維持し、排出エミッシ
ョンを低減する。燃焼室は、代表的には、無孔であり、
このためプレミキサに到達する空気の量が最大になり、
したがって生成するＮＯｘエミッション排出量が低くな
る。このようにして得られる燃焼器は法定の排出エミッ
ション限度を満たすことができる。
【０００６】リーン（希薄）予混合低ＮＯｘ燃焼器は、
燃焼火炎の動的圧力振動により表わされるように、燃焼
室における燃焼不安定性を受けやすい。動的圧力振動
は、適当に励起されると、大きな騒音を生成したり、燃
焼器に加速された高サイクル疲労損傷を与える原因とな
り、望ましくない。火炎圧力振動は種々の基本または主
共鳴周波数およびその高次高調波で起こる。火炎圧力振
動は燃焼室から上流に各プレミキサ中に伝播し、次い
で、そこで発生する燃料空気混合物を振動させる、つま
り揺らがせる。
燃焼火炎の動的圧力振動により表わされるように、燃焼
室における燃焼不安定性を受けやすい。動的圧力振動
は、適当に励起されると、大きな騒音を生成したり、燃
焼器に加速された高サイクル疲労損傷を与える原因とな
り、望ましくない。火炎圧力振動は種々の基本または主
共鳴周波数およびその高次高調波で起こる。火炎圧力振
動は燃焼室から上流に各プレミキサ中に伝播し、次い
で、そこで発生する燃料空気混合物を振動させる、つま
り揺らがせる。
【０００７】たとえば、特定の火炎圧力振動周波数で、
燃料噴射オリフィスに隣接する圧力は高い値と低い値の
間で変化し、このような変化が、今度は、そこから吐出
される燃料の流量を高い値から低い値まで変化させ、か
くして得られる燃料空気混合物が変動する燃料空気濃度
波を規定し、これがその後下流に燃焼室中に流れ、そこ
で点火され、燃焼過程で熱を発生する。もしも燃料濃度
波からのこの熱発生の位相が対応する火炎圧力振動周波
数の位相と合致すると、その励起が起こり、圧力の大き
さが共鳴的に増大し、大きな騒音と高サイクル疲労損傷
を惹起し望ましくない。
燃料噴射オリフィスに隣接する圧力は高い値と低い値の
間で変化し、このような変化が、今度は、そこから吐出
される燃料の流量を高い値から低い値まで変化させ、か
くして得られる燃料空気混合物が変動する燃料空気濃度
波を規定し、これがその後下流に燃焼室中に流れ、そこ
で点火され、燃焼過程で熱を発生する。もしも燃料濃度
波からのこの熱発生の位相が対応する火炎圧力振動周波
数の位相と合致すると、その励起が起こり、圧力の大き
さが共鳴的に増大し、大きな騒音と高サイクル疲労損傷
を惹起し望ましくない。
【０００８】燃焼の動的安定性を高めるために、１つ以
上の特定周波数で、燃料濃度波からの熱発生の位相を火
炎圧力振動の位相とは不一致とし（すなわち、高燃料濃
度を高圧力振動とは１８０°位相のずれた関係とする必
要がある）、両者間の協動を分離し、それによる火炎圧
力振動を減衰させることができるであろう。この発明
は、燃料の燃焼火炎圧力振動からの動的切り離しをさら
に改良し、燃焼器不安定性を軽減することを目的とす
る。
上の特定周波数で、燃料濃度波からの熱発生の位相を火
炎圧力振動の位相とは不一致とし（すなわち、高燃料濃
度を高圧力振動とは１８０°位相のずれた関係とする必
要がある）、両者間の協動を分離し、それによる火炎圧
力振動を減衰させることができるであろう。この発明
は、燃料の燃焼火炎圧力振動からの動的切り離しをさら
に改良し、燃焼器不安定性を軽減することを目的とす
る。
【０００９】
【発明の概要】この発明の低ＮＯｘ燃焼器および方法
は、燃料空気混合物により与えられる燃焼火炎の動的安
定性を改良する。燃焼器は、複数のプレミキサが連接さ
れているドームを一端に有する燃焼室を含む。各プレミ
キサは、ダクトと、ダクト内に配置され空気に旋回を与
えるスワラと、燃料を旋回空気中に噴射する複数の燃料
インジェクタとを含み、燃料空気混合物は燃焼室に流れ
そこに燃焼火炎を発生する。燃料インジェクタは、ドー
ムから異なる軸線方向距離で軸線方向に多段階にし、こ
れにより燃料を燃焼から切り離し、燃焼火炎の動的圧力
振幅を低減する。
は、燃料空気混合物により与えられる燃焼火炎の動的安
定性を改良する。燃焼器は、複数のプレミキサが連接さ
れているドームを一端に有する燃焼室を含む。各プレミ
キサは、ダクトと、ダクト内に配置され空気に旋回を与
えるスワラと、燃料を旋回空気中に噴射する複数の燃料
インジェクタとを含み、燃料空気混合物は燃焼室に流れ
そこに燃焼火炎を発生する。燃料インジェクタは、ドー
ムから異なる軸線方向距離で軸線方向に多段階にし、こ
れにより燃料を燃焼から切り離し、燃焼火炎の動的圧力
振幅を低減する。
【００１０】
【具体的な構成】図１に、この発明の１実施例による低
ＮＯｘ燃焼器を、圧縮機およびタービンと流通関係で連
接した、工業用ガスタービンエンジンの一部を線図的に
示す。この工業用ガスタービンエンジンは、多段軸流圧
縮機１２、低ＮＯｘ燃焼器１４および単段または多段タ
ービン１６を直流流通関係に配置した構成である。ター
ビン１６は駆動シャフト１８により圧縮機１２に連結さ
れ、この駆動シャフト１８の一部はタービンからさらに
延在して発電機（図示せず）を駆動して発電を行うよう
になっている。運転中、圧縮機１２は圧縮空気２０を燃
焼器１４に吐出し、そこで圧縮空気２０を燃料２２と混
合し、点火して燃焼ガスまたは火炎２４を発生し、つい
でタービン１６により燃焼ガスからエネルギーを抽出
し、シャフト１８を回転させ、圧縮機１２を駆動すると
ともに、発電機その他の適当な外部負荷を駆動する出力
動力を生成する。
ＮＯｘ燃焼器を、圧縮機およびタービンと流通関係で連
接した、工業用ガスタービンエンジンの一部を線図的に
示す。この工業用ガスタービンエンジンは、多段軸流圧
縮機１２、低ＮＯｘ燃焼器１４および単段または多段タ
ービン１６を直流流通関係に配置した構成である。ター
ビン１６は駆動シャフト１８により圧縮機１２に連結さ
れ、この駆動シャフト１８の一部はタービンからさらに
延在して発電機（図示せず）を駆動して発電を行うよう
になっている。運転中、圧縮機１２は圧縮空気２０を燃
焼器１４に吐出し、そこで圧縮空気２０を燃料２２と混
合し、点火して燃焼ガスまたは火炎２４を発生し、つい
でタービン１６により燃焼ガスからエネルギーを抽出
し、シャフト１８を回転させ、圧縮機１２を駆動すると
ともに、発電機その他の適当な外部負荷を駆動する出力
動力を生成する。
【００１１】この具体例では、燃焼器１４は、円周方向
に隣接する複数個のバーナ缶または燃焼室２６を含み、
各燃焼室２６は管状燃焼ライナー２６ａで画定される。
ライナー２６ａは、ＮＯｘエミッション（生成物）を減
らすために、プレミキサに到達する空気の量を最大にす
るよう無孔とするのが好ましい。各燃焼室２６はさら
に、上流端にほぼ平坦なドーム２６ｂを、下流端に出口
２６ｃを有する。通常の移行部材（図示せず）により複
数個の缶出口を連結して、タービン１６への共通環状排
出部を構成する。
に隣接する複数個のバーナ缶または燃焼室２６を含み、
各燃焼室２６は管状燃焼ライナー２６ａで画定される。
ライナー２６ａは、ＮＯｘエミッション（生成物）を減
らすために、プレミキサに到達する空気の量を最大にす
るよう無孔とするのが好ましい。各燃焼室２６はさら
に、上流端にほぼ平坦なドーム２６ｂを、下流端に出口
２６ｃを有する。通常の移行部材（図示せず）により複
数個の缶出口を連結して、タービン１６への共通環状排
出部を構成する。
【００１２】各燃焼器ドーム２６ｂには複数個の、その
数は、たとえば４または５であるプレミキサ２８が連結
されている。プレミキサ２８は、下記の点以外は互いに
同一であるのが好ましいので、その同一構成要素には共
通の参照符号をつける。各プレミキサ２８は、管状ダク
ト３０を含み、このダクト３０は、圧縮機１２からの圧
縮空気２０を受け取る入口３０ａを上流端に有し、また
ドーム２６ｂに設けた対応する穴を通して燃焼室２６と
流通関係に適切に配置された出口３０ｂを反対側の下流
端に有する。ドーム２６ｂは、代表的には、その半径方
向の広がりが、複数のプレミキサ２８の半径方向の広が
りの合計より大きく、このため、プレミキサ２８はその
吐出物を燃焼室２６が画定する大容積空間に吐出すこと
が可能になる。さらに、ドーム２６ｂはブラフボディを
構成し、これが、運転中、燃焼火炎２４がそこから下流
に伸びる保炎板として作用する。
数は、たとえば４または５であるプレミキサ２８が連結
されている。プレミキサ２８は、下記の点以外は互いに
同一であるのが好ましいので、その同一構成要素には共
通の参照符号をつける。各プレミキサ２８は、管状ダク
ト３０を含み、このダクト３０は、圧縮機１２からの圧
縮空気２０を受け取る入口３０ａを上流端に有し、また
ドーム２６ｂに設けた対応する穴を通して燃焼室２６と
流通関係に適切に配置された出口３０ｂを反対側の下流
端に有する。ドーム２６ｂは、代表的には、その半径方
向の広がりが、複数のプレミキサ２８の半径方向の広が
りの合計より大きく、このため、プレミキサ２８はその
吐出物を燃焼室２６が画定する大容積空間に吐出すこと
が可能になる。さらに、ドーム２６ｂはブラフボディを
構成し、これが、運転中、燃焼火炎２４がそこから下流
に伸びる保炎板として作用する。
【００１３】各プレミキサ２８は、好ましくは、通常の
スワラ３２を含み、このスワラ３２は、ダクトを通過す
る圧縮空気２０に通常通りに旋回を与えるための複数個
の円周方向に離間したベーンを、ダクト３０内にダクト
入口３０ａに隣接して配置した構成である。燃料インジ
ェクタ３４は、燃料２２、たとえば天然ガスを複数個の
ダクト３０中に噴射し、これをダクト３０内の旋回空気
２０と混合し、さらに燃焼室２６に流入させてダクト出
口３０ｂに燃焼火炎２４を発生する。
スワラ３２を含み、このスワラ３２は、ダクトを通過す
る圧縮空気２０に通常通りに旋回を与えるための複数個
の円周方向に離間したベーンを、ダクト３０内にダクト
入口３０ａに隣接して配置した構成である。燃料インジ
ェクタ３４は、燃料２２、たとえば天然ガスを複数個の
ダクト３０中に噴射し、これをダクト３０内の旋回空気
２０と混合し、さらに燃焼室２６に流入させてダクト出
口３０ｂに燃焼火炎２４を発生する。
【００１４】図１に示した具体例では、各プレミキサ２
８がさらに、ダクト３０内に同軸配置された細長い中心
体３６を含む。この中心体３６は、スワラ３２に連結さ
れかつスワラの中心を貫通する上流端３６ａをダクト入
口３０ａに有し、またブラフ即ち、平坦な下流端３６ｂ
をダクト出口３０ｂに有する。中心体３６はダクト３０
から半径方向内方に離れて、両者間に円筒形流れチャン
ネル３８を画定する。
８がさらに、ダクト３０内に同軸配置された細長い中心
体３６を含む。この中心体３６は、スワラ３２に連結さ
れかつスワラの中心を貫通する上流端３６ａをダクト入
口３０ａに有し、またブラフ即ち、平坦な下流端３６ｂ
をダクト出口３０ｂに有する。中心体３６はダクト３０
から半径方向内方に離れて、両者間に円筒形流れチャン
ネル３８を画定する。
【００１５】燃料インジェクタ３４は、代表的には、燃
料タンク、配管、弁そして燃料２２を複数個の中心体３
６中に導くのに必要なポンプなどの、通常の構成要素を
含む。燃料２２が天然ガスなどの気体燃料である例で
は、燃料２２だけを中心体３６に導入すればよく、霧化
用の加圧空気の追加は不要である。この発明の１実施例
によれば、燃料インジェクタ３４はさらに、ドーム２６
ｂとスワラ３２との間で互いに軸線方向に離間した、符
号４０を前に付した符号で表される複数の燃料噴射オリ
フィスを含む。燃料噴射オリフィス４０は、ドーム２６
ｂ（ここから火炎２４が下流に伸びる）から上流方向に
測定して、異なる軸線方向多段化距離（たとえば、Ｘ
1 、Ｘ2 ）にて、燃料２２を噴射し、燃料を燃焼から切
り離し、運転中の火炎２４の動的圧力振幅を低減する。
これについては、後で詳述する。
料タンク、配管、弁そして燃料２２を複数個の中心体３
６中に導くのに必要なポンプなどの、通常の構成要素を
含む。燃料２２が天然ガスなどの気体燃料である例で
は、燃料２２だけを中心体３６に導入すればよく、霧化
用の加圧空気の追加は不要である。この発明の１実施例
によれば、燃料インジェクタ３４はさらに、ドーム２６
ｂとスワラ３２との間で互いに軸線方向に離間した、符
号４０を前に付した符号で表される複数の燃料噴射オリ
フィスを含む。燃料噴射オリフィス４０は、ドーム２６
ｂ（ここから火炎２４が下流に伸びる）から上流方向に
測定して、異なる軸線方向多段化距離（たとえば、Ｘ
1 、Ｘ2 ）にて、燃料２２を噴射し、燃料を燃焼から切
り離し、運転中の火炎２４の動的圧力振幅を低減する。
これについては、後で詳述する。
【００１６】前述したように、プレミキサを有する低Ｎ
Ｏｘ燃焼器が生成する燃焼火炎２４は、通常、運転中に
動的圧力変動または振動を呈する。燃焼火炎２４は、代
表的には基本共鳴周波数とその高調波を含む、種々の周
波数で圧力振動を生じる流体である。運転中に燃焼器１
４の動的安定性を適切に維持するためには、圧力振動の
種々の周波数が比較的低い圧力振幅に留まり、高レベル
の音響ノイズまたは高いサイクル疲れ損傷または両方と
して表わされる燃焼器不安定性につながる、不適切な大
きな圧力振幅での共鳴を避けることが必要である。燃焼
器の安定性は、従来、音響エネルギーを吸収する穴あき
燃焼ライナーを用いて、減衰を与えることによって達成
される。しかし、穴が気膜冷却空気を通し、これが燃焼
ガスを局部的に急冷し、ＣＯレベルを増大するので、こ
の方法は、低エミッション燃焼器には適切でない。ＮＯ
ｘ排出量（エミッション）を低減するためには、プレミ
キサに達する空気の量を最大にするのが好ましい。
Ｏｘ燃焼器が生成する燃焼火炎２４は、通常、運転中に
動的圧力変動または振動を呈する。燃焼火炎２４は、代
表的には基本共鳴周波数とその高調波を含む、種々の周
波数で圧力振動を生じる流体である。運転中に燃焼器１
４の動的安定性を適切に維持するためには、圧力振動の
種々の周波数が比較的低い圧力振幅に留まり、高レベル
の音響ノイズまたは高いサイクル疲れ損傷または両方と
して表わされる燃焼器不安定性につながる、不適切な大
きな圧力振幅での共鳴を避けることが必要である。燃焼
器の安定性は、従来、音響エネルギーを吸収する穴あき
燃焼ライナーを用いて、減衰を与えることによって達成
される。しかし、穴が気膜冷却空気を通し、これが燃焼
ガスを局部的に急冷し、ＣＯレベルを増大するので、こ
の方法は、低エミッション燃焼器には適切でない。ＮＯ
ｘ排出量（エミッション）を低減するためには、プレミ
キサに達する空気の量を最大にするのが好ましい。
【００１７】別の従来の構成では、燃焼室に導入される
燃料空気混合物の熱発生を軸線方向に広げて、熱発生を
燃焼室内の圧力波腹から切り離す。しかし、この解決方
法は構成が機械的に非常に困難である。この発明によれ
ば、プレミキサ２８における燃料空気混合物を軸線方向
多段にして、燃焼燃料空気混合物からの熱発生を燃焼室
２６内の燃焼炎圧力振動から切り離す。軸線方向燃料多
段による動的非結合は、燃焼器運転動力学の見掛け理論
を理解することにより、よく理解できる。運転中、燃料
２２と空気２０をプレミキサ２８で予混合して、燃料空
気混合物を形成し、これを各ダクト出口３０ｂを通して
共通燃焼室２６に送り出す。最初の燃料空気混合物を通
常通りに点火して燃焼火炎２４を確立すれば、あとは引
き続きこの燃焼炎２４が到来する燃料空気混合物を点火
する。燃焼炎２４は、基本音響周波数を含む種々の圧力
振動周波数で励起可能である。たとえば、基本音響周波
数は５０ヘルツ（Ｈｚ）で、高次の高調波が１００Ｈｚ
および１５０Ｈｚに生じるあろう。
燃料空気混合物の熱発生を軸線方向に広げて、熱発生を
燃焼室内の圧力波腹から切り離す。しかし、この解決方
法は構成が機械的に非常に困難である。この発明によれ
ば、プレミキサ２８における燃料空気混合物を軸線方向
多段にして、燃焼燃料空気混合物からの熱発生を燃焼室
２６内の燃焼炎圧力振動から切り離す。軸線方向燃料多
段による動的非結合は、燃焼器運転動力学の見掛け理論
を理解することにより、よく理解できる。運転中、燃料
２２と空気２０をプレミキサ２８で予混合して、燃料空
気混合物を形成し、これを各ダクト出口３０ｂを通して
共通燃焼室２６に送り出す。最初の燃料空気混合物を通
常通りに点火して燃焼火炎２４を確立すれば、あとは引
き続きこの燃焼炎２４が到来する燃料空気混合物を点火
する。燃焼炎２４は、基本音響周波数を含む種々の圧力
振動周波数で励起可能である。たとえば、基本音響周波
数は５０ヘルツ（Ｈｚ）で、高次の高調波が１００Ｈｚ
および１５０Ｈｚに生じるあろう。
【００１８】特定の圧力振動周波数が各プレミキサ３０
中に上流に向けて、音速から流れチャンネル３８を通る
空気流または燃料空気混合物流の平均流速を引いた値に
ほぼ等しい速度で伝播する。火炎圧力振動が上流時間遅
延ののちに燃料噴射オリフィス４０に到達すると、圧力
振動がそれと相互作用し、吐出される燃料の量に変動ま
たはゆらぎを与える。したがって、オリフィス４０から
下流に展開された燃料空気混合物は、対応する火炎圧力
振動周波数での振動として挙動し、燃料濃度波を生じ
る。この波は、オリフィス４０から下流に伝わり、流れ
チャンネル３８を空気流または波の平均速度で伝わるこ
とに起因する別の時間遅延ののちに、ドーム２６ｂにて
燃焼炎２４に到達する。この波は次に燃焼にさらされる
が、この時熱がそこから放出される前に、約０．１〜１
ｍｓの追加の時間遅延が加えられる。
中に上流に向けて、音速から流れチャンネル３８を通る
空気流または燃料空気混合物流の平均流速を引いた値に
ほぼ等しい速度で伝播する。火炎圧力振動が上流時間遅
延ののちに燃料噴射オリフィス４０に到達すると、圧力
振動がそれと相互作用し、吐出される燃料の量に変動ま
たはゆらぎを与える。したがって、オリフィス４０から
下流に展開された燃料空気混合物は、対応する火炎圧力
振動周波数での振動として挙動し、燃料濃度波を生じ
る。この波は、オリフィス４０から下流に伝わり、流れ
チャンネル３８を空気流または波の平均速度で伝わるこ
とに起因する別の時間遅延ののちに、ドーム２６ｂにて
燃焼炎２４に到達する。この波は次に燃焼にさらされる
が、この時熱がそこから放出される前に、約０．１〜１
ｍｓの追加の時間遅延が加えられる。
【００１９】燃焼室２６に対する合計時間遅延は、成分
ごとに、簡単に計算することができ、まず、火炎圧力振
動の上流方向伝播については、Ｘ1 などの対応する軸線
方向距離を音速−流れチャンネル３８を通る前進流の平
均速度の差で割る。第二に、燃料濃度波の下流方向伝播
については、同じ距離Ｘ1 を平均流れ速度で割る。そし
て、最後に、燃焼している燃料空気混合物から熱を化学
的に発生するための時間遅延を加える。
ごとに、簡単に計算することができ、まず、火炎圧力振
動の上流方向伝播については、Ｘ1 などの対応する軸線
方向距離を音速−流れチャンネル３８を通る前進流の平
均速度の差で割る。第二に、燃料濃度波の下流方向伝播
については、同じ距離Ｘ1 を平均流れ速度で割る。そし
て、最後に、燃焼している燃料空気混合物から熱を化学
的に発生するための時間遅延を加える。
【００２０】こうして時間遅延がわかったら、特定の軸
線方向距離Ｘ1 を選定して、燃焼室２６における燃料濃
度波からの熱発生が、特定の周波数での火炎２４の圧力
振動と位相ずれとなるようにし、こうしてその周波数で
の火炎２４の圧力振幅を減衰する。たとえば、周波数５
０Ｈｚについての振動の周期は周波数の逆数であり、こ
れは２０ｍｓに等しい。また、流れチャンネル３８にお
ける特定の平均流速について、火炎２４からオリフィス
４０へ上流方向へそしてまた逆に戻る合算の時間遅延
は、熱発生遅延を含めて、簡単に計算することができ、
約１０ｍｓの半周期を有する必要な距離Ｘ1 を決定し、
燃料濃度波からの熱発生と火炎圧力振動との間に１８０
°の位相ずれを確保する。
線方向距離Ｘ1 を選定して、燃焼室２６における燃料濃
度波からの熱発生が、特定の周波数での火炎２４の圧力
振動と位相ずれとなるようにし、こうしてその周波数で
の火炎２４の圧力振幅を減衰する。たとえば、周波数５
０Ｈｚについての振動の周期は周波数の逆数であり、こ
れは２０ｍｓに等しい。また、流れチャンネル３８にお
ける特定の平均流速について、火炎２４からオリフィス
４０へ上流方向へそしてまた逆に戻る合算の時間遅延
は、熱発生遅延を含めて、簡単に計算することができ、
約１０ｍｓの半周期を有する必要な距離Ｘ1 を決定し、
燃料濃度波からの熱発生と火炎圧力振動との間に１８０
°の位相ずれを確保する。
【００２１】しかし、燃料濃度波のプレミキサ２８にお
ける滞留または対流時間は、予混合および予蒸発を行っ
て低ＮＯｘ燃焼を達成するのに適切な長さとする必要が
あるが、燃料空気混合物を、プレミキサダクト３０の内
側での火炎２４の望ましくない逆火を促進する自動点火
温度に加熱するほど長過ぎてはいけない、ことを認識す
べきである。逆火は、プレミキサ３０を損傷する恐れが
あるので、望ましくないのはもちろんで、燃焼器ドーム
２６ｂおよび中心体下流端３６ｂがともにブラフボディ
であり、保炎能力を保証し、運転中に火炎２４を適切に
係止する。したがって、燃料噴射オリフィス４０の特定
の軸線方向距離を適切に限定して、運転中に適当な逆火
余裕を確保し、またオリフィス４０をスワラ３２の下流
に配置して、ダクト３０の全長を最小にするとともに、
スワラ３２自身が保炎能力を有する障害物を形成しない
ことを保証するのが好ましい。
ける滞留または対流時間は、予混合および予蒸発を行っ
て低ＮＯｘ燃焼を達成するのに適切な長さとする必要が
あるが、燃料空気混合物を、プレミキサダクト３０の内
側での火炎２４の望ましくない逆火を促進する自動点火
温度に加熱するほど長過ぎてはいけない、ことを認識す
べきである。逆火は、プレミキサ３０を損傷する恐れが
あるので、望ましくないのはもちろんで、燃焼器ドーム
２６ｂおよび中心体下流端３６ｂがともにブラフボディ
であり、保炎能力を保証し、運転中に火炎２４を適切に
係止する。したがって、燃料噴射オリフィス４０の特定
の軸線方向距離を適切に限定して、運転中に適当な逆火
余裕を確保し、またオリフィス４０をスワラ３２の下流
に配置して、ダクト３０の全長を最小にするとともに、
スワラ３２自身が保炎能力を有する障害物を形成しない
ことを保証するのが好ましい。
【００２２】最適なプレミキサ形状は、所定の燃焼器に
ついての特定条件に依存する。そこで、数学的モデルを
用いて、燃焼室圧力と火炎面に到達する燃料濃度波との
間の位相関係を決定する。火炎面でのゆらぎ圧力Ｐ′が
正弦波であると仮定すると、 Ｐ′＝Ｐc ・ｓｉｎ（ωｔ） となる。ここでＰc は動的振幅を示す。
ついての特定条件に依存する。そこで、数学的モデルを
用いて、燃焼室圧力と火炎面に到達する燃料濃度波との
間の位相関係を決定する。火炎面でのゆらぎ圧力Ｐ′が
正弦波であると仮定すると、 Ｐ′＝Ｐc ・ｓｉｎ（ωｔ） となる。ここでＰc は動的振幅を示す。
【００２３】燃料噴射オリフィス４０が火炎面から距離
Ｘf に配置されているとすると、オリフィス４０に到達
する圧力波は、室圧力に関して、時間Ｘf ／（ｃ−Ｖ）
だけ遅れる（ここでｃは音速であり、Ｖはプレミキサ２
８内の空気流速である）。同様に、スワラ３２に到達す
る圧力波は、室圧力に関して、時間Ｘa ／（ｃ−Ｖ）だ
け遅れる（ここでＸa はスワラの火炎面からの距離であ
る）。
Ｘf に配置されているとすると、オリフィス４０に到達
する圧力波は、室圧力に関して、時間Ｘf ／（ｃ−Ｖ）
だけ遅れる（ここでｃは音速であり、Ｖはプレミキサ２
８内の空気流速である）。同様に、スワラ３２に到達す
る圧力波は、室圧力に関して、時間Ｘa ／（ｃ−Ｖ）だ
け遅れる（ここでＸa はスワラの火炎面からの距離であ
る）。
【００２４】燃料噴射オリフィス４０およびスワラ３２
を通る質量流量（それぞれｍf およびｍa ）はオリフィ
ス式に従って計算され、したがって、次のとおりとな
る。
を通る質量流量（それぞれｍf およびｍa ）はオリフィ
ス式に従って計算され、したがって、次のとおりとな
る。
【００２５】
【数１】
【００２６】
【数２】
【００２７】ここで、Ａefは燃料噴射オリフィス４０の
有効面積を示し、Ａeaはスワラ３２の有効面積を示し、
Ｐsfは燃料噴射オリフィス４０での供給圧力を示し、Ｐ
saはスワラ３２での供給圧力を示し、Ｐave は燃焼器内
の平均圧力を示す。このようにして発生した燃料波は、
その後、プレミキサ２８を通しての流れ対流によるさら
なる時間遅延Ｘf ／Ｖの後、火炎面に到達する。同様
に、空気流を、スワラ３２により生成され、さらなる遅
延Ｘa ／Ｖ後に火炎面に到達する波として記述すること
ができる。したがって、燃料流は火炎面に τf ＝Ｘf／（ｃ−Ｖ）＋Ｘf／Ｖ の合計遅延時間後に到着し、空気流は火炎面に τa ＝Ｘa／（ｃ−Ｖ）＋Ｘa／Ｖ の合計遅延時間後に到着する。
有効面積を示し、Ａeaはスワラ３２の有効面積を示し、
Ｐsfは燃料噴射オリフィス４０での供給圧力を示し、Ｐ
saはスワラ３２での供給圧力を示し、Ｐave は燃焼器内
の平均圧力を示す。このようにして発生した燃料波は、
その後、プレミキサ２８を通しての流れ対流によるさら
なる時間遅延Ｘf ／Ｖの後、火炎面に到達する。同様
に、空気流を、スワラ３２により生成され、さらなる遅
延Ｘa ／Ｖ後に火炎面に到達する波として記述すること
ができる。したがって、燃料流は火炎面に τf ＝Ｘf／（ｃ−Ｖ）＋Ｘf／Ｖ の合計遅延時間後に到着し、空気流は火炎面に τa ＝Ｘa／（ｃ−Ｖ）＋Ｘa／Ｖ の合計遅延時間後に到着する。
【００２８】すべてを室圧力と関連させると、火炎での
流量は
流量は
【数３】 で与えられる。
【００２９】各時点での燃料流量を空気流量で割った商
は、燃焼器内の圧力波に関する瞬間の燃料／空気比を規
定し、これは
は、燃焼器内の圧力波に関する瞬間の燃料／空気比を規
定し、これは
【数４】 で与えられる。
【００３０】この燃料／空気比は燃料濃度ゆらぎを表わ
す。上記モデルはさらに、比較的小さなゆらぎについて
は、発熱量Ｑ′が燃料／空気比に
す。上記モデルはさらに、比較的小さなゆらぎについて
は、発熱量Ｑ′が燃料／空気比に
【数５】 の比で比例すると仮定している。
【００３１】燃料濃度波が火炎面に到達する時間と熱発
生が起こる時間との間の燃焼遅延も包含することができ
る。この時間遅延は通常０．１〜１．０ｍｓ程度であ
る。燃料濃度波の燃焼器動力学性能に対する最終的な効
果を決定するには、レイリー（Ｒａｙｌｅｉｇｈ）基準
を考慮する。したがって、ゲイン（ＧＡＩＮ）因子をゆ
らぎ圧力Ｐ′にゆらぎ熱発生Ｑ′を掛けた積分値として
計算する。
生が起こる時間との間の燃焼遅延も包含することができ
る。この時間遅延は通常０．１〜１．０ｍｓ程度であ
る。燃料濃度波の燃焼器動力学性能に対する最終的な効
果を決定するには、レイリー（Ｒａｙｌｅｉｇｈ）基準
を考慮する。したがって、ゲイン（ＧＡＩＮ）因子をゆ
らぎ圧力Ｐ′にゆらぎ熱発生Ｑ′を掛けた積分値として
計算する。
【００３２】
【数６】
【００３３】ここで、Ｔは１つの完全な周期（周波数の
逆数）を示す。このゲインが正であれば、熱エネルギー
の機械的エネルギーまたは圧力への正味の転換があり、
圧力振動が増強される。ゲインが負であれば、濃度ゆら
ぎの結果として振動が減少する。ゲインの実際値は任意
である。したがって、ゲインを最小にすることにより、
圧力ゆらぎを最小にすることができる。
逆数）を示す。このゲインが正であれば、熱エネルギー
の機械的エネルギーまたは圧力への正味の転換があり、
圧力振動が増強される。ゲインが負であれば、濃度ゆら
ぎの結果として振動が減少する。ゲインの実際値は任意
である。したがって、ゲインを最小にすることにより、
圧力ゆらぎを最小にすることができる。
【００３４】上記モデルを、所定の燃焼器について予測
される条件に適用して、燃焼室２６内の圧力と位相のず
れた燃料濃度波を与えるプレミキサ２８の形状を決定
し、こうして燃焼不安定を軽減する。所定の燃焼用途に
ついて、燃料噴射オリフィス４０およびスワラ３２の有
効面積を特定し、そして上記モデルを用いて、これらの
要素が火炎２４を確立する位置から離れている距離Ｘf
およびＸa についての最適値を求める。
される条件に適用して、燃焼室２６内の圧力と位相のず
れた燃料濃度波を与えるプレミキサ２８の形状を決定
し、こうして燃焼不安定を軽減する。所定の燃焼用途に
ついて、燃料噴射オリフィス４０およびスワラ３２の有
効面積を特定し、そして上記モデルを用いて、これらの
要素が火炎２４を確立する位置から離れている距離Ｘf
およびＸa についての最適値を求める。
【００３５】たとえば、ある燃焼器についての距離Ｘf
に対する正味のゲイン因子が所定の距離Ｘa を有し、周
波数５０Ｈｚおよび１００Ｈｚで燃焼不安定性を示すモ
デル予測を考えてみる。燃料噴射オリフィス４０は、両
方の周波数について比較的低いゲインを与え、したがっ
て両方の周波数についてプレミキサを最適化するよう
な、火炎面からの距離に位置させる必要がある。上記モ
デルを反復使用して、Ｘ f およびＸa 両方が変数である
場合の最適値を決定することもできる。
に対する正味のゲイン因子が所定の距離Ｘa を有し、周
波数５０Ｈｚおよび１００Ｈｚで燃焼不安定性を示すモ
デル予測を考えてみる。燃料噴射オリフィス４０は、両
方の周波数について比較的低いゲインを与え、したがっ
て両方の周波数についてプレミキサを最適化するよう
な、火炎面からの距離に位置させる必要がある。上記モ
デルを反復使用して、Ｘ f およびＸa 両方が変数である
場合の最適値を決定することもできる。
【００３６】この発明によれば、燃料の燃焼からの切り
離しをさらに強化するために、複数オリフィス４０から
の複数の燃料空気混合物を互いに位相がずれるように軸
線方向に多段化し、これによりプレミキサ２８から吐出
される対応する燃料濃度波の振幅を小さくし、火炎２４
の動的安定性をさらに向上させる。運転中に、噴射され
た燃料をプレミキサ２８内で軸線方向に広げることによ
り、発生する燃料濃度波の対応する強さを大幅に低減
し、そして、おそらくその結果として、最適な形状で
は、種々の燃料源が互いに打ち消し合い、かくして実質
的に一定な燃料濃度がプレミキサ２８から出てくること
になり、このような一定な燃料濃度は燃焼火炎２４の圧
力振動を助長したり、励起したりすることができない。
離しをさらに強化するために、複数オリフィス４０から
の複数の燃料空気混合物を互いに位相がずれるように軸
線方向に多段化し、これによりプレミキサ２８から吐出
される対応する燃料濃度波の振幅を小さくし、火炎２４
の動的安定性をさらに向上させる。運転中に、噴射され
た燃料をプレミキサ２８内で軸線方向に広げることによ
り、発生する燃料濃度波の対応する強さを大幅に低減
し、そして、おそらくその結果として、最適な形状で
は、種々の燃料源が互いに打ち消し合い、かくして実質
的に一定な燃料濃度がプレミキサ２８から出てくること
になり、このような一定な燃料濃度は燃焼火炎２４の圧
力振動を助長したり、励起したりすることができない。
【００３７】この発明は種々の形態で実施することがで
きる。図１に示す１実施例では、燃料インジェクタ３４
は、好ましくは、複数個の第１燃料噴射オリフィス４０
ａが、プレミキサのうちの第１プレミキサ２８ａのダク
ト３０内に、ドーム２６ｂおよびダクト出口３０ｂから
上流の共通な第１軸線方向距離Ｘ1 に配置された構成で
ある。この際、ダクト流れチャンネル３８をオリフィス
−ダクト出口間で無障害とし、この領域での望ましくな
い火炎保持能力を回避するのが好ましい。燃料インジェ
クタ３４にはまた、複数個の第２燃料噴射オリフィス４
０ｂが、第２プレミキサ２８ｂのダクト３０内に、ドー
ム２６ｂおよび対応するダクト出口３０ｂから上流の共
通な第２軸線方向距離Ｘ2 に配置されている。第１オリ
フィス４０ａと第２オリフィス４０ｂは互いに所定の軸
線方向距離Ｓだけ軸線方向に離間している。第２プレミ
キサ２８ｂの流れチャンネル３８も同様に、第２オリフ
ィス４０ｂから下流にダクト出口３０ｂまで無障害と
し、この領域でいかなる火炎保持能力も回避するのが好
ましい。
きる。図１に示す１実施例では、燃料インジェクタ３４
は、好ましくは、複数個の第１燃料噴射オリフィス４０
ａが、プレミキサのうちの第１プレミキサ２８ａのダク
ト３０内に、ドーム２６ｂおよびダクト出口３０ｂから
上流の共通な第１軸線方向距離Ｘ1 に配置された構成で
ある。この際、ダクト流れチャンネル３８をオリフィス
−ダクト出口間で無障害とし、この領域での望ましくな
い火炎保持能力を回避するのが好ましい。燃料インジェ
クタ３４にはまた、複数個の第２燃料噴射オリフィス４
０ｂが、第２プレミキサ２８ｂのダクト３０内に、ドー
ム２６ｂおよび対応するダクト出口３０ｂから上流の共
通な第２軸線方向距離Ｘ2 に配置されている。第１オリ
フィス４０ａと第２オリフィス４０ｂは互いに所定の軸
線方向距離Ｓだけ軸線方向に離間している。第２プレミ
キサ２８ｂの流れチャンネル３８も同様に、第２オリフ
ィス４０ｂから下流にダクト出口３０ｂまで無障害と
し、この領域でいかなる火炎保持能力も回避するのが好
ましい。
【００３８】このようにして、燃料２２の軸線方向多段
化を対応する対のプレミキサ２８に実現する。第１プレ
ミキサ２８ａおよび第２プレミキサ２８ｂ両方の流れチ
ャンネル３８それぞれを、第１オリフィス４０ａおよび
第２オリフィス４０ｂから下流にドーム２６ｂまで無障
害とし、逆火の心配をなくす。したがって、燃料２２を
第１オリフィス４０ａおよび第２オリフィス４０ｂそれ
ぞれから、合計燃料流に対する割合（％）に制限なし
に、吹出すことができる。ただし、第１オリフィス４０
ａおよび第２オリフィス４０ｂ両方について、燃料の流
量を等しくするのが望ましい。
化を対応する対のプレミキサ２８に実現する。第１プレ
ミキサ２８ａおよび第２プレミキサ２８ｂ両方の流れチ
ャンネル３８それぞれを、第１オリフィス４０ａおよび
第２オリフィス４０ｂから下流にドーム２６ｂまで無障
害とし、逆火の心配をなくす。したがって、燃料２２を
第１オリフィス４０ａおよび第２オリフィス４０ｂそれ
ぞれから、合計燃料流に対する割合（％）に制限なし
に、吹出すことができる。ただし、第１オリフィス４０
ａおよび第２オリフィス４０ｂ両方について、燃料の流
量を等しくするのが望ましい。
【００３９】前述したように、運転理論から、特定の周
波数での火炎２４の圧力振動がプレミキサ２８のそれぞ
れにおいて上流に伝播し、軸線方向距離Ｘ1 およびＸ2
の差による対応した遅延を受けることがわかる。上流に
伝播する火炎圧力振動は第１オリフィス４０ａおよび第
２オリフィス４０ｂそれぞれに到達し、一方そこで、そ
こから吹出される燃料２２の量を変動させ、それぞれ対
応する第１および第２燃料濃度波を発生する。これらの
２つの波は、対応する周波数での火炎圧力振動と関連し
て振動する。第１オリフィス４０ａおよび第２オリフィ
ス４０ｂ間の軸線方向間隔Ｓを適当に選定することによ
り、そこからの第１および第２燃料濃度波を互いに位相
ずれ状態とし、これらが同時に燃焼室２６中に吹出され
る際の、その合算振幅を低減し、こうして、今度は、火
炎圧力振動の大きさを低減し、燃焼室２６内の動的圧力
不安定性を減らす。このようにして、プレミキサ２８ａ
および２８ｂから吹出される燃料を、少なくとも部分的
に、燃焼火炎２４から切り離し、燃焼室２６内での火炎
２４の動的安定性を高める。
波数での火炎２４の圧力振動がプレミキサ２８のそれぞ
れにおいて上流に伝播し、軸線方向距離Ｘ1 およびＸ2
の差による対応した遅延を受けることがわかる。上流に
伝播する火炎圧力振動は第１オリフィス４０ａおよび第
２オリフィス４０ｂそれぞれに到達し、一方そこで、そ
こから吹出される燃料２２の量を変動させ、それぞれ対
応する第１および第２燃料濃度波を発生する。これらの
２つの波は、対応する周波数での火炎圧力振動と関連し
て振動する。第１オリフィス４０ａおよび第２オリフィ
ス４０ｂ間の軸線方向間隔Ｓを適当に選定することによ
り、そこからの第１および第２燃料濃度波を互いに位相
ずれ状態とし、これらが同時に燃焼室２６中に吹出され
る際の、その合算振幅を低減し、こうして、今度は、火
炎圧力振動の大きさを低減し、燃焼室２６内の動的圧力
不安定性を減らす。このようにして、プレミキサ２８ａ
および２８ｂから吹出される燃料を、少なくとも部分的
に、燃焼火炎２４から切り離し、燃焼室２６内での火炎
２４の動的安定性を高める。
【００４０】好適な実施例では、対象の特定周波数、た
とえば基本励起周波数での火炎圧力振動は対応する周期
（簡単には周波数の逆数である）を持ち、そして、第１
および第２燃料濃度波が下流にそれぞれのプレミキサ２
８ａおよび２８ｂを、そこを通る空気２０の平均流速に
ほぼ等しい速度で、通過する。軸線方向間隔Ｓを、周期
の１／２と流速との積にだいたい等しくなるように選択
して、第１および第２燃料濃度波間の１８０°位相ずれ
を実現するのが好ましい。
とえば基本励起周波数での火炎圧力振動は対応する周期
（簡単には周波数の逆数である）を持ち、そして、第１
および第２燃料濃度波が下流にそれぞれのプレミキサ２
８ａおよび２８ｂを、そこを通る空気２０の平均流速に
ほぼ等しい速度で、通過する。軸線方向間隔Ｓを、周期
の１／２と流速との積にだいたい等しくなるように選択
して、第１および第２燃料濃度波間の１８０°位相ずれ
を実現するのが好ましい。
【００４１】たとえば、火炎圧力振動周波数１５０Ｈｚ
について、対応する周期は６．６ｍｓである。この周期
の１／２は３．３ｍｓである。たとえば、流れチャンネ
ル３８を通る空気流速約１５０ｆｔ／ｓｅｃの場合、軸
線方向間隔Ｓについて得られる値は約６インチである。
もちろん、この軸線方向間隔（差）Ｓは、個別の第１軸
線方向距離Ｘ1 および第２軸線方向距離Ｘ2 の種々の組
み合わせを用いて、実現すればよい。１例では、第１軸
線方向距離Ｘ1 を約４インチとし、一方第２軸線方向距
離Ｘ2 を約１０インチとして、両者間に上例の６インチ
の差を与える。
について、対応する周期は６．６ｍｓである。この周期
の１／２は３．３ｍｓである。たとえば、流れチャンネ
ル３８を通る空気流速約１５０ｆｔ／ｓｅｃの場合、軸
線方向間隔Ｓについて得られる値は約６インチである。
もちろん、この軸線方向間隔（差）Ｓは、個別の第１軸
線方向距離Ｘ1 および第２軸線方向距離Ｘ2 の種々の組
み合わせを用いて、実現すればよい。１例では、第１軸
線方向距離Ｘ1 を約４インチとし、一方第２軸線方向距
離Ｘ2 を約１０インチとして、両者間に上例の６インチ
の差を与える。
【００４２】第１軸線方向距離Ｘ1 および第２軸線方向
距離Ｘ2 のいずれか一方を、さらに第１および第２燃料
濃度波の少なくとも一方自身が対応する周波数での火炎
圧力振動とも位相はずれとなるように、決定することが
でき、こうしてＸ1 とＸ2 の組み合わせから一層向上し
た安定性を達成する。第１軸線方向距離Ｘ1 および第２
軸線方向距離Ｘ2 はまた、通常の技法に従って、逆火を
心配する必要なしに、第１プレミキサ２８ａおよび第２
プレミキサ２８ｂに有効量の予混合および予蒸発を保証
するように、決定することも必要である。好適な実施例
では、燃料噴射をそれぞれのスワラ３２の下流で行い、
スワラ３２が（個々のプレミキサ２８への逆火を促進す
るおそれのある）保炎要素を構成しないようにする。
距離Ｘ2 のいずれか一方を、さらに第１および第２燃料
濃度波の少なくとも一方自身が対応する周波数での火炎
圧力振動とも位相はずれとなるように、決定することが
でき、こうしてＸ1 とＸ2 の組み合わせから一層向上し
た安定性を達成する。第１軸線方向距離Ｘ1 および第２
軸線方向距離Ｘ2 はまた、通常の技法に従って、逆火を
心配する必要なしに、第１プレミキサ２８ａおよび第２
プレミキサ２８ｂに有効量の予混合および予蒸発を保証
するように、決定することも必要である。好適な実施例
では、燃料噴射をそれぞれのスワラ３２の下流で行い、
スワラ３２が（個々のプレミキサ２８への逆火を促進す
るおそれのある）保炎要素を構成しないようにする。
【００４３】図１に示した具体例では、燃料インジェク
タ３４がさらに、複数組の円周方向に離間した、かつそ
れぞれの中心体３６から半径方向外方へ延在する、第１
燃料スポーク４２ａおよび第２燃料スポーク４２ｂも含
むのが好ましい。第１オリフィス４０ａは複数の第１ス
ポーク４２ａに配置され、各スポークにおいて互いに半
径方向に離間しており、一方、第２オリフィス４０ｂも
同様に複数の第２スポーク４２ｂに配置され、各スポー
クにおいて互いに半径方向に離間している。このよう
に、燃料を、通常の態様で、対応する流れダクト３８に
おいて半径方向および円周方向両方でかなり均一に分布
させる。第１軸線方向距離Ｘ1 および第２軸線方向距離
Ｘ2 での燃料の軸線方向多段化がなければ、プレミキサ
２８はその他の点では従来通りとすることができる。従
来の燃焼器では、プレミキサがすべて同一であり、対応
する燃料スポークがドーム２６ｂから同じ軸線方向距離
に配置されているのが代表的で、プレミキサに発生する
対応する燃料濃度波間の位相関係をなんら顧慮しておら
ず、また特定の周波数での燃焼火炎振動の位相に対する
熱発生の位相についてもなんら顧慮していない。従来の
燃料スポークは、代表的には、同一形状に形成され、予
混合および予蒸発を最大にし、燃焼火炎からの排出エミ
ッション量を最小にするように配列されている。
タ３４がさらに、複数組の円周方向に離間した、かつそ
れぞれの中心体３６から半径方向外方へ延在する、第１
燃料スポーク４２ａおよび第２燃料スポーク４２ｂも含
むのが好ましい。第１オリフィス４０ａは複数の第１ス
ポーク４２ａに配置され、各スポークにおいて互いに半
径方向に離間しており、一方、第２オリフィス４０ｂも
同様に複数の第２スポーク４２ｂに配置され、各スポー
クにおいて互いに半径方向に離間している。このよう
に、燃料を、通常の態様で、対応する流れダクト３８に
おいて半径方向および円周方向両方でかなり均一に分布
させる。第１軸線方向距離Ｘ1 および第２軸線方向距離
Ｘ2 での燃料の軸線方向多段化がなければ、プレミキサ
２８はその他の点では従来通りとすることができる。従
来の燃焼器では、プレミキサがすべて同一であり、対応
する燃料スポークがドーム２６ｂから同じ軸線方向距離
に配置されているのが代表的で、プレミキサに発生する
対応する燃料濃度波間の位相関係をなんら顧慮しておら
ず、また特定の周波数での燃焼火炎振動の位相に対する
熱発生の位相についてもなんら顧慮していない。従来の
燃料スポークは、代表的には、同一形状に形成され、予
混合および予蒸発を最大にし、燃焼火炎からの排出エミ
ッション量を最小にするように配列されている。
【００４４】したがって、第１燃料オリフィス４０ａお
よび第２燃料オリフィス４０ｂを経ての燃料の比較的簡
単な軸線方向多段化を行うことによって、個別のプレミ
キサ２８における望ましくない逆火について心配するこ
となく、低ＮＯｘエミッションを維持しながら、燃焼器
の動的安定性を改良することができる。前述したよう
に、プレミキサ２８それぞれから送り出される燃料濃度
波は、その成分として燃料と空気の両方を含む。図１に
示した具体例では、燃料自体を軸線方向に多段化して、
所望の対応する燃料濃度波を実現している。別の例で
は、燃料を共通な軸線方向平面で噴射し、その代わり
に、空気を多段化することにより、軸線方向多段化を行
う。空気の多段化は、スワラ３２を互いに並べ換えるこ
とによって実現することができる。したがって、この発
明の効果を得るためには、プレミキサ２８において空気
および燃料の少なくとも一方を多段化して、軸線方向多
段化を実現すればよい。
よび第２燃料オリフィス４０ｂを経ての燃料の比較的簡
単な軸線方向多段化を行うことによって、個別のプレミ
キサ２８における望ましくない逆火について心配するこ
となく、低ＮＯｘエミッションを維持しながら、燃焼器
の動的安定性を改良することができる。前述したよう
に、プレミキサ２８それぞれから送り出される燃料濃度
波は、その成分として燃料と空気の両方を含む。図１に
示した具体例では、燃料自体を軸線方向に多段化して、
所望の対応する燃料濃度波を実現している。別の例で
は、燃料を共通な軸線方向平面で噴射し、その代わり
に、空気を多段化することにより、軸線方向多段化を行
う。空気の多段化は、スワラ３２を互いに並べ換えるこ
とによって実現することができる。したがって、この発
明の効果を得るためには、プレミキサ２８において空気
および燃料の少なくとも一方を多段化して、軸線方向多
段化を実現すればよい。
【００４５】図２に、この発明の別の実施例を略図で示
す。この例では、燃料の軸線方向多段化を、複数のプレ
ミキサのそれぞれ、つまり共通な第３プレミキサ２８ｃ
において行う。この例では、第３プレミキサ２８ｃそれ
ぞれが互いに同一であり、燃料空気混合物を共通な燃焼
室２６に吹出す。この実施例は下記の点以外は図１の実
施例と実質的に同一である。第１燃料スポーク４２ａ、
第２燃料スポーク４２ｂおよび対応する第１燃料噴射オ
リフィス４０ａ、第２燃料噴射オリフィス４０ｂが、同
じ流れチャンネル３８内に一緒に配置され、燃料を軸線
方向に離れた２平面で吹出す。これら２平面は対応する
第１軸線方向距離Ｘ1 および第２軸線方向距離Ｘ2 で特
定され、両者間には軸線方向間隔（差）Ｓがある。
す。この例では、燃料の軸線方向多段化を、複数のプレ
ミキサのそれぞれ、つまり共通な第３プレミキサ２８ｃ
において行う。この例では、第３プレミキサ２８ｃそれ
ぞれが互いに同一であり、燃料空気混合物を共通な燃焼
室２６に吹出す。この実施例は下記の点以外は図１の実
施例と実質的に同一である。第１燃料スポーク４２ａ、
第２燃料スポーク４２ｂおよび対応する第１燃料噴射オ
リフィス４０ａ、第２燃料噴射オリフィス４０ｂが、同
じ流れチャンネル３８内に一緒に配置され、燃料を軸線
方向に離れた２平面で吹出す。これら２平面は対応する
第１軸線方向距離Ｘ1 および第２軸線方向距離Ｘ2 で特
定され、両者間には軸線方向間隔（差）Ｓがある。
【００４６】この実施例では、第２スポーク４２ｂおよ
びそこに設けられた第２オリフィス４０ｂが、軸線方向
にて、スワラ３２と第１オリフィス４０ａが設けられた
第１スポーク４２ａとの間に配置されている。第３プレ
ミキサ２８ｃは、上述した第１および第２プレミキサ２
８ａおよび２８ｂと同じ作動条件を有するので、同じ軸
線方向距離を用いることができる。すなわち、たとえば
周波数１５０Ｈｚでの燃焼火炎振動を減衰するには、第
１軸線方向距離Ｘ1 を約４インチとし、第２軸線方向距
離Ｘ2 を約１０インチとし、両者間の軸線方向間隔Ｓを
約６インチとする。第１オリフィス４０ａはそこから下
流に伝播する第１燃料濃度波を生成し、第２オリフィス
４０ｂはそこから下流に伝播する第２燃料濃度波を生成
する。第２濃度波は第１濃度波と混合し、２つの波が合
一燃料濃度波を生成し、これが燃焼室２６に送り出さ
れ、そこで燃焼にさらされる。前述したように、第１オ
リフィス４０ａおよび第２オリフィス４０ｂを互いに軸
線方向間隔Ｓにて多段化し、かくして対応する第１およ
び第２波が互いに位相はずれ関係にあり、その結果それ
らから得られる合一燃料濃度波は圧力変動がいちじるし
く軽減され、大きさがより一層ほとんど一定になる。合
一燃料濃度波が依然として周期変動を生成する限りで、
第１軸線方向距離Ｘ1 または第２軸線方向距離Ｘ2 いず
れかも、合一燃料濃度波からの熱発生も火炎圧力振動と
位相はずれ関係になることを保証する値とするのがよ
く、こうして、対応する単一周波数での火炎２４の動的
圧力をさらに低減する。
びそこに設けられた第２オリフィス４０ｂが、軸線方向
にて、スワラ３２と第１オリフィス４０ａが設けられた
第１スポーク４２ａとの間に配置されている。第３プレ
ミキサ２８ｃは、上述した第１および第２プレミキサ２
８ａおよび２８ｂと同じ作動条件を有するので、同じ軸
線方向距離を用いることができる。すなわち、たとえば
周波数１５０Ｈｚでの燃焼火炎振動を減衰するには、第
１軸線方向距離Ｘ1 を約４インチとし、第２軸線方向距
離Ｘ2 を約１０インチとし、両者間の軸線方向間隔Ｓを
約６インチとする。第１オリフィス４０ａはそこから下
流に伝播する第１燃料濃度波を生成し、第２オリフィス
４０ｂはそこから下流に伝播する第２燃料濃度波を生成
する。第２濃度波は第１濃度波と混合し、２つの波が合
一燃料濃度波を生成し、これが燃焼室２６に送り出さ
れ、そこで燃焼にさらされる。前述したように、第１オ
リフィス４０ａおよび第２オリフィス４０ｂを互いに軸
線方向間隔Ｓにて多段化し、かくして対応する第１およ
び第２波が互いに位相はずれ関係にあり、その結果それ
らから得られる合一燃料濃度波は圧力変動がいちじるし
く軽減され、大きさがより一層ほとんど一定になる。合
一燃料濃度波が依然として周期変動を生成する限りで、
第１軸線方向距離Ｘ1 または第２軸線方向距離Ｘ2 いず
れかも、合一燃料濃度波からの熱発生も火炎圧力振動と
位相はずれ関係になることを保証する値とするのがよ
く、こうして、対応する単一周波数での火炎２４の動的
圧力をさらに低減する。
【００４７】しかし、この実施例では、第１燃料スポー
ク４２ａを第２燃料スポーク４２ｂとダクト出口３０ｂ
との間に配置し、したがって火炎を保持できる構造を構
成する。このため、第２軸線方向距離Ｘ2 を適切に選定
して、第２燃料スポーク４２ｂから下流の燃料の予蒸発
が、第１燃料スポーク４２ａで保炎してダクト３０内上
流への火炎２４の逆火の原因となる望ましくない自動点
火温度に近づかないことを保証する必要がある。このよ
うな逆火はプレミキサを損傷するおそれがあり、したが
って第２軸線方向距離Ｘ2 を限定するか、上流の第２燃
料オリフィス４０ｂへの燃料流れ割合を限定して、そこ
から下流にリーンな燃料濃度波を形成することにより、
適当な逆火余裕を維持するべきである。
ク４２ａを第２燃料スポーク４２ｂとダクト出口３０ｂ
との間に配置し、したがって火炎を保持できる構造を構
成する。このため、第２軸線方向距離Ｘ2 を適切に選定
して、第２燃料スポーク４２ｂから下流の燃料の予蒸発
が、第１燃料スポーク４２ａで保炎してダクト３０内上
流への火炎２４の逆火の原因となる望ましくない自動点
火温度に近づかないことを保証する必要がある。このよ
うな逆火はプレミキサを損傷するおそれがあり、したが
って第２軸線方向距離Ｘ2 を限定するか、上流の第２燃
料オリフィス４０ｂへの燃料流れ割合を限定して、そこ
から下流にリーンな燃料濃度波を形成することにより、
適当な逆火余裕を維持するべきである。
【００４８】上例では、燃料噴射を軸線方向に多段化す
るための２つの異なる軸線方向平面を示したが、この発
明によれば、追加の軸線方向燃料多段化平面を用いて、
多数の燃焼動的周波数を減衰または抑制することができ
る。しかし、燃料噴射面を導入するのに用いられる燃料
スポーク４２ａおよび４２ｂそれぞれは、望ましくない
圧力降下を生じ、それぞれの流れチャンネル３８におい
て流れ妨害の原因となり、このことは前述した理由で望
ましくない。
るための２つの異なる軸線方向平面を示したが、この発
明によれば、追加の軸線方向燃料多段化平面を用いて、
多数の燃焼動的周波数を減衰または抑制することができ
る。しかし、燃料噴射面を導入するのに用いられる燃料
スポーク４２ａおよび４２ｂそれぞれは、望ましくない
圧力降下を生じ、それぞれの流れチャンネル３８におい
て流れ妨害の原因となり、このことは前述した理由で望
ましくない。
【００４９】このよう観点から、図３にこの発明の第３
の実施例を示す。この実施例で用いる、例示の第４のプ
レミキサ２８ｄは、下記の点以外は前述のプレミキサと
同一である。燃料スポークを使用せず、その代わりに、
第１燃料噴射オリフィス４０ａおよび第２燃料噴射オリ
フィス４０ｂを共通流れチャンネル３８内の各プレミキ
サ内の中心体３６の外面にそれと同一平面に配置し、こ
うして燃焼室２６への障害のない流れを形成する。この
ようにして、軸線方向燃料多段化を多数の軸線方向位置
で行うことができ、そこから多数の燃料濃度波を発生し
て、複数の異なる周波数での燃焼火炎２４の動的圧力を
低減する。
の実施例を示す。この実施例で用いる、例示の第４のプ
レミキサ２８ｄは、下記の点以外は前述のプレミキサと
同一である。燃料スポークを使用せず、その代わりに、
第１燃料噴射オリフィス４０ａおよび第２燃料噴射オリ
フィス４０ｂを共通流れチャンネル３８内の各プレミキ
サ内の中心体３６の外面にそれと同一平面に配置し、こ
うして燃焼室２６への障害のない流れを形成する。この
ようにして、軸線方向燃料多段化を多数の軸線方向位置
で行うことができ、そこから多数の燃料濃度波を発生し
て、複数の異なる周波数での燃焼火炎２４の動的圧力を
低減する。
【００５０】この実施例における中心体３６では、第１
オリフィス４０ａおよび第２オリフィス４０ｂ間の種々
の軸線方向平面に追加の、すなわち第３の燃料噴射オリ
フィス４０ｃを配置して、流れチャンネル３８への燃料
２２を軸線方向および円周方向に分配して、多数の火炎
圧力振動周波数での動的圧力振幅を同時に低減すること
ができる。燃料２２を中心体３６から半径方向にかつ外
向きにダクト３０の内面に向かって分配することがで
き、そのためには、種々のオリフィス４０ａ、４０ｂ、
４０ｃから吹出される燃料ジェットが燃料チャンネル３
８に、そこに流れる流体流れの種々の半径方向位置にて
貫入するように、燃料ジェット速度および運動量を適当
に変化させる。図３に示すように、オリフィス４０ａ−
４０ｃの中心体３６における直径を下流方向に大きくす
ることができ、こうして上流のオリフィス４０ｂが燃料
２２を半径方向最小範囲に噴射するようにし、半径方向
貫入距離が下流に向けてオリフィス寸法が増加するにつ
れて、最大直径の第１オリフィス４０ａまで増加する。
オリフィスのパターンおよび直径は所望通りに変えるこ
とができる。
オリフィス４０ａおよび第２オリフィス４０ｂ間の種々
の軸線方向平面に追加の、すなわち第３の燃料噴射オリ
フィス４０ｃを配置して、流れチャンネル３８への燃料
２２を軸線方向および円周方向に分配して、多数の火炎
圧力振動周波数での動的圧力振幅を同時に低減すること
ができる。燃料２２を中心体３６から半径方向にかつ外
向きにダクト３０の内面に向かって分配することがで
き、そのためには、種々のオリフィス４０ａ、４０ｂ、
４０ｃから吹出される燃料ジェットが燃料チャンネル３
８に、そこに流れる流体流れの種々の半径方向位置にて
貫入するように、燃料ジェット速度および運動量を適当
に変化させる。図３に示すように、オリフィス４０ａ−
４０ｃの中心体３６における直径を下流方向に大きくす
ることができ、こうして上流のオリフィス４０ｂが燃料
２２を半径方向最小範囲に噴射するようにし、半径方向
貫入距離が下流に向けてオリフィス寸法が増加するにつ
れて、最大直径の第１オリフィス４０ａまで増加する。
オリフィスのパターンおよび直径は所望通りに変えるこ
とができる。
【００５１】燃料噴射を多数の軸線方向位置に振り分け
るこの方法は、前述した燃料インジェクタを複数の特定
位置に配置して位相のずれた燃料濃度波を生成する方法
よりも有利である。前述したように、単一の燃料噴射平
面を特定位置に位置させて、燃焼火炎２４の特定の振動
周波数を減衰することができる。多数の周波数が互いに
近く、燃料濃度波が少なくとも部分的に周波数それぞれ
と位相ずれ関係にあるならば、単一の燃料噴射平面は多
数の周波数を減衰することもできる。２つの軸線方向燃
料噴射平面を使用すれば、１つ以上の振動周波数をより
効果的に減衰することができる。別々の軸線方向噴射平
面を用いることは、前述したように実用上の理由から制
限され、したがって、対象となるすべての高調波周波数
を減衰するのに有効でない。
るこの方法は、前述した燃料インジェクタを複数の特定
位置に配置して位相のずれた燃料濃度波を生成する方法
よりも有利である。前述したように、単一の燃料噴射平
面を特定位置に位置させて、燃焼火炎２４の特定の振動
周波数を減衰することができる。多数の周波数が互いに
近く、燃料濃度波が少なくとも部分的に周波数それぞれ
と位相ずれ関係にあるならば、単一の燃料噴射平面は多
数の周波数を減衰することもできる。２つの軸線方向燃
料噴射平面を使用すれば、１つ以上の振動周波数をより
効果的に減衰することができる。別々の軸線方向噴射平
面を用いることは、前述したように実用上の理由から制
限され、したがって、対象となるすべての高調波周波数
を減衰するのに有効でない。
【００５２】しかし、図３に示す実施例は、流れチャン
ネル３８を妨害することなく、多数の軸線方向平面で燃
料を噴射する実際的な解決策を与え、したがって、運転
中に火炎２４の振動の高調波周波数をより広い範囲にわ
たって減衰することができる。このように燃料噴射を軸
線方向に分布することは、効果的なバンド幅を増加する
ことにより、火炎の動的圧力との位相がずれた燃料濃度
波を生成するのに有用である。
ネル３８を妨害することなく、多数の軸線方向平面で燃
料を噴射する実際的な解決策を与え、したがって、運転
中に火炎２４の振動の高調波周波数をより広い範囲にわ
たって減衰することができる。このように燃料噴射を軸
線方向に分布することは、効果的なバンド幅を増加する
ことにより、火炎の動的圧力との位相がずれた燃料濃度
波を生成するのに有用である。
【００５３】以上説明した種々の実施例は、軸線方向燃
料噴射をプレミキサ２８内の複数の特定の軸線方向位置
にて導入し、これによりプレミキサから吹出される複数
の燃料濃度波の振幅変化を減衰して、燃焼器の安定性を
向上させる、比較的簡単かつ実用的な手段を構成する。
そして、複数の燃料濃度波を燃焼室２６中に吐出し、そ
こからの熱発生を燃焼火炎と位相のずれた関係とし、そ
の動的応答をさらに減衰することができる。
料噴射をプレミキサ２８内の複数の特定の軸線方向位置
にて導入し、これによりプレミキサから吹出される複数
の燃料濃度波の振幅変化を減衰して、燃焼器の安定性を
向上させる、比較的簡単かつ実用的な手段を構成する。
そして、複数の燃料濃度波を燃焼室２６中に吐出し、そ
こからの熱発生を燃焼火炎と位相のずれた関係とし、そ
の動的応答をさらに減衰することができる。
【００５４】以上、この発明の好適と考えられる例示の
実施例について説明したが、当業者であれば、上述した
説明からこの発明の種々の変更を想起できるであろう。
このような変更もすべてこの発明の要旨の範囲内に包含
されるものである。
実施例について説明したが、当業者であれば、上述した
説明からこの発明の種々の変更を想起できるであろう。
このような変更もすべてこの発明の要旨の範囲内に包含
されるものである。
【図１】この発明の第１実施例による低ＮＯｘ燃焼器を
圧縮機およびタービンと流通関係で配置した工業用ガス
タービンエンジンの一部を示す線図的断面図である。
圧縮機およびタービンと流通関係で配置した工業用ガス
タービンエンジンの一部を示す線図的断面図である。
【図２】この発明の第２実施例による、プレミキサを含
む燃焼器の一部を示す略図の断面図である。
む燃焼器の一部を示す略図の断面図である。
【図３】この発明の第３実施例による、プレミキサを含
む燃焼器の一部を示す略図の断面図である。
む燃焼器の一部を示す略図の断面図である。
１４ 燃焼器 ２２ 燃料 ２４ 火炎 ２６ 燃焼室 ２６ｂ ドーム ２６ｃ 出口 ２８ プレミキサ ３０ ダクト ３０ａ 入口 ３０ｂ 出口 ３２ スワラ ３６ 中心体 ３８ 流れチャンネル ４０ オリフィス ４２ スポーク
Claims (29)
- 【請求項１】上流端にドームを下流端に出口を有する燃
焼室と、 前記燃焼器ドームに連結された複数個のプレミキサであ
って、各プレミキサが、圧縮空気を受け取るダクト入口
を一端に有し、前記燃焼室と流通関係に配置されたダク
ト出口を反対端に有するダクトと、前記ダクト内に前記
ダクト入口に隣接して配置された、ダクトを通過する空
気に旋回を与えるスワラとを含む、プレミキサと、 前記プレミキサダクトのそれぞれに燃料を噴射して、前
記ダクト内で空気と混合し、さらに前記燃焼室中に流入
させて前記ダクト出口それぞれに燃焼火炎を発生させる
ための、燃料噴射手段とを備え、 前記燃料噴射手段は、前記ドームと前記スワラとの間で
互いに軸線方向に離間した複数個の燃料噴射オリフィス
が、燃料を前記ドームからの異なる軸線方向多段化距離
にて噴射して、燃料を燃焼から切り離して、前記燃焼火
炎の動的圧力振幅を低減するように構成された、燃焼
器。 - 【請求項２】前記プレミキサそれぞれがさらに、前記ダ
クト内に同軸配置され、前記スワラに連結された上流端
をダクト入口に、ブラフ下流端を前記ダクト出口に有す
る中心体を含み、この中心体が前記ダクトから半径方向
内方に離間してダクトとの間に流れチャンネルを画定
し、 前記燃料噴射手段はさらに、第１プレミキサダクト内に
かつ前記ドームから上流に共通な第１軸線方向距離に配
置された複数個の第１燃料噴射オリフィスを含み、前記
ダクト流れチャンネルがドームと第１オリフィス間で無
障害であり、さらに第２プレミキサダクト内にかつ前記
ドームから上流に共通な第２軸線方向距離に配置された
複数個の第２燃料噴射オリフィスを含み、前記第１オリ
フィスおよび第２オリフィスが互いに軸線方向に離間し
ている、請求項１に記載の燃焼器。 - 【請求項３】前記火炎が前記プレミキサ中に上流方向に
伝播する圧力振動にて励起可能で、前記第１および第２
オリフィスからの燃料空気混合物を第１および第２燃料
濃度波として振動させ、 前記第１および第２オリフィス間の軸線方向間隔のた
め、前記第１および第２燃料濃度波が互いに位相のずれ
た関係となり、これにより前記火炎圧力振動の大きさを
低減して、前記燃焼室内での動的圧力不安定性を低減す
る、請求項２に記載の燃焼器。 - 【請求項４】前記軸線方向多段化を１対の前記プレミキ
サで行い、前記第１オリフィスを第１プレミキサに配置
し、第２オリフィスを第２プレミキサに配置した、請求
項３に記載の燃焼器。 - 【請求項５】前記第１および第２プレミキサ両方の流れ
チャンネルが前記第１および第２オリフィスから前記ド
ームまで無障害である、請求項４に記載の燃焼器。 - 【請求項６】前記火炎圧力振動が周期を有し、前記第１
および第２波が前記流れチャンネルをある速度で移行
し、前記軸線方向間隔が前記周期の１／２と前記速度と
の積にほぼ等しい、請求項４に記載の燃焼器。 - 【請求項７】前記燃料噴射手段がさらに、それぞれ前記
中心体から半径方向外方に延在し、かつ円周方向に離間
した第１および第２燃料スポークを含み、前記第１オリ
フィスが前記第１スポークに配置され、前記第２オリフ
ィスが前記第２スポークに配置され、これにより前記燃
料を前記流れダクトに半径方向および円周方向に分布さ
せる、請求項４に記載の燃焼器。 - 【請求項８】前記軸線方向多段化を前記複数のプレミキ
サのうち共通な１つのプレミキサで行い、前記第１およ
び第２オリフィス両方が前記ダクト流れチャンネルと流
通関係に配置され、これにより燃料を流れチャンネル内
に２つの軸線方向に離間した平面で吐出す、請求項３に
記載の燃焼器。 - 【請求項９】前記火炎圧力振動が周期を有し、前記第１
および第２波が前記流れチャンネルをある速度で移行
し、前記軸線方向間隔が前記周期の１／２と前記速度と
の積にほぼ等しい、請求項８に記載の燃焼器。 - 【請求項１０】前記第１および第２燃料濃度波が前記燃
焼室に吐出される合一燃料濃度波を形成し、前記第１お
よび第２軸線方向距離が、前記合一波が燃焼にさらされ
て前記火炎圧力振動との位相のずれた関係で熱を発生す
るのに有効である、請求項８に記載の燃焼器。 - 【請求項１１】前記第２オリフィスが前記スワラと前記
第１オリフィスとの間に軸線方向に配置された、請求項
８に記載の燃焼器。 - 【請求項１２】前記第２軸線方向距離が、前記第２波を
前記第１オリフィスでの逆火温度未満に維持して、第１
オリフィスでの逆火を防止する、請求項１１に記載の燃
焼器。 - 【請求項１３】前記燃料噴射手段がさらに、前記共通中
心体から半径方向外方に延在し、かつ円周方向に離間し
たそれぞれ数組の第１および第２燃料スポークを含み、
前記第１オリフィスが前記第１スポークに配置され、前
記第２オリフィスが前記第２スポークに配置され、これ
により前記燃料を前記共通流れダクトに半径方向および
円周方向に分布させる、請求項１２に記載の燃焼器。 - 【請求項１４】前記第１および第２オリフィスが前記中
心体に同一平面内に配置され、前記燃焼室に障害のない
流れを与える、請求項８に記載の燃焼器。 - 【請求項１５】さらに、前記第１および第２オリフィス
間に軸線方向に配置された追加の燃料噴射オリフィスを
含み、これらの追加のオリフィスにより燃料を前記流れ
チャンネル内に軸線方向および円周方向に分布させ、多
数の火炎圧力振動周波数での動的圧力振幅を同時に低減
する、請求項１４に記載の燃焼器。 - 【請求項１６】複数の空気および燃料プレミキサが流通
関係に配置された燃焼室においての燃焼を動的に安定化
させるにあたり、 前記プレミキサで燃料と空気を混合して燃料空気混合物
を形成し、 前記燃料空気混合物を前記燃焼室に吐出し、 前記燃料空気混合物を前記燃焼室で燃焼させて、上流方
向にプレミキサ中に伝播する圧力振動にて励起可能な火
炎を形成し、これにより前記燃料空気混合物を燃料濃度
波として振動させ、 前記燃料空気混合物を前記プレミキサ内で軸線方向に多
段化して、対応する燃料濃度波が互いに位相のずれた関
係となるようにし、燃料を燃焼から切り離し、これによ
り火炎圧力振動の大きさを低減し、燃焼室内での動的圧
力不安定性を低減する、工程を含む、燃焼の動的安定化
方法。 - 【請求項１７】前記軸線方向多段化を、前記プレミキサ
において空気および燃料の少なくとも一方を多段化する
ことによって行う、請求項１６に記載の方法。 - 【請求項１８】前記軸線方向多段化を数対のプレミキサ
間で行い、第１燃料濃度波を第１プレミキサで形成し、
第２燃料濃度波を第２プレミキサで形成し、前記第１お
よび第２燃料濃度波を前記燃焼室中に同時に吐出して、
前記燃焼室内での動的圧力不安定性を低減する、請求項
１６に記載の方法。 - 【請求項１９】前記軸線方向多段化を各プレミキサで行
い、２つ以上の前記燃料濃度波をプレミキサに形成し
て、単一周波数での動的圧力を低減する、請求項１６に
記載の方法。 - 【請求項２０】軸線方向多段化を多数の軸線方向位置で
行って、多数の燃料濃度波を形成し、これにより複数の
異なる周波数での動的圧力を低減する、請求項１９に記
載の方法。 - 【請求項２１】前記２つの燃料濃度波が合一燃料濃度波
を形成し、この合一波が前記燃焼室に吐出され、燃焼に
さらされ、前記火炎圧力振動との位相のずれた関係で熱
を発生する、請求項１９に記載の方法。 - 【請求項２２】ガスタービン燃焼室用のプレミキサにお
いて、 前記燃焼室と流通関係に連結可能なダクトであって、圧
縮空気を受け取るダクト入口を一端に有し、前記燃焼室
と流通関係に配置されたダクト出口を反対端に有するダ
クトと、 前記ダクト内に前記ダクト入口に隣接して配置された、
ダクトを通過する空気に旋回を与えるスワラと、 前記ダクト内に配置され、前記プレミキサダクトに燃料
を噴射して、前記ダクト内で空気と混合し、さらに前記
燃焼室中に流入させて前記ダクト出口に燃焼火炎を発生
させるための、燃料インジェクタとを備え、 前記スワラおよび前記燃料インジェクタを前記ダクト出
口からそれぞれ適当な距離に位置させて、燃料空気混合
物の燃焼から前記燃焼室内に生成する燃料濃度波からの
熱発生が時間的に前記燃焼室内での火炎の圧力振動とは
位相がずれた関係となるようにした、プレミキサ。 - 【請求項２３】前記燃料インジェクタが１個以上の燃料
スポークを含む、請求項２２に記載のプレミキサ。 - 【請求項２４】上流端を有する燃焼室と、 前記燃焼室の上流端に連結され、圧縮空気を受け取るダ
クト入口を一端に有し、前記燃焼室と流通関係に配置さ
れたダクト出口を反対端に有するダクトを含む、プレミ
キサと、 前記ダクト出口から上流に第１距離にて燃料を前記プレ
ミキサダクト内に噴射し、前記ダクト内で空気と混合
し、さらに前記燃焼室中に流入させて前記ダクト出口に
燃焼火炎を発生させるための、燃料噴射手段とを備え、
前記燃焼火炎が前記ダクト内で上流に前記燃料噴射手段
に向けて伝播する圧力振動を有し、これにより前記燃料
および空気がダクト内で燃料濃度波として振動し、 前記第１距離を適切に選択して、前記燃料濃度波が前記
ダクト出口に到達し、燃焼にさらされて、前記火炎圧力
振動とは位相のずれた関係で熱を発生するようにした、
燃焼器。 - 【請求項２５】前記熱発生が前記火炎圧力振動とは１８
０°位相のずれた関係となるように前記第１距離を選択
した、請求項２４に記載の燃焼器。 - 【請求項２６】前記火炎圧力振動が２つの異なる周波数
で起こり、前記第１距離は、前記熱発生がこれら２つの
周波数両方での前記火炎圧力振動とは位相のずれた関係
となるように選択した、請求項２４に記載の燃焼器。 - 【請求項２７】前記ダクトの空気入口が前記ダクト出口
から軸線方向上流に、前記第１距離より長い第２距離に
配置され、この第２距離は、第１距離と関連して、位相
のずれた熱発生と火炎圧力振動とが生じるように選択す
る、請求項２４に記載の燃焼器。 - 【請求項２８】１つの空気および燃料プレミキサが流通
関係に配置された燃焼室においての燃焼を動的に安定化
させるにあたり、 前記プレミキサで燃料と空気を混合して燃料空気混合物
を形成し、 前記燃料空気混合物を前記燃焼室に吐出し、 前記燃料空気混合物を前記燃焼室で燃焼させて、上流方
向にプレミキサ中に伝播する圧力振動を有する火炎を形
成し、これにより前記燃料空気混合物を燃料濃度波とし
て振動させ、 前記プレミキサにおける前記燃料濃度波の燃焼熱発生を
時間的に遅延させて、前記燃焼室内の火炎圧力振動と位
相のずれた関係とし、これにより燃焼室内での動的圧力
不安定性を低減する、工程を含む、燃焼の動的安定化方
法。 - 【請求項２９】前記時間遅延工程は、燃料を前記プレミ
キサ中の空気中に、前記火炎から上流に適当な軸線方向
距離にて噴射して、前記火炎圧力振動の位相に対する燃
料濃度波の位相を調節することによって行う、請求項２
８に記載の方法。
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|---|---|---|---|
| US08/812894 | 1997-03-10 | ||
| US08/812,894 US5943866A (en) | 1994-10-03 | 1997-03-10 | Dynamically uncoupled low NOx combustor having multiple premixers with axial staging |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10318541A true JPH10318541A (ja) | 1998-12-04 |
| JPH10318541A5 JPH10318541A5 (ja) | 2005-08-11 |
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Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP05406498A Expired - Lifetime JP4205199B2 (ja) | 1997-03-10 | 1998-03-06 | 燃焼火炎を動的に安定化させた低ＮＯｘ燃焼器 |
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| Country | Link |
|---|---|
| US (2) | US5943866A (ja) |
| JP (1) | JP4205199B2 (ja) |
| DE (1) | DE19809364B4 (ja) |
| GB (1) | GB2323157B (ja) |
Cited By (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1172610A1 (en) | 2000-07-13 | 2002-01-16 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Fuel nozzle for premix turbine combustor |
| JP2003513223A (ja) * | 1999-10-29 | 2003-04-08 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | バーナ |
| JP2004150793A (ja) * | 2002-10-31 | 2004-05-27 | General Electric Co <Ge> | 音響インピーダンス整合燃料ノズル装置及び同調可能燃料噴射共振器アセンブリ |
| JP2008039385A (ja) * | 2006-08-03 | 2008-02-21 | Siemens Power Generation Inc | ガスタービンエンジンの軸方向複段型形燃焼装置 |
| WO2009084587A1 (ja) * | 2007-12-27 | 2009-07-09 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | ガスタービンの燃焼器 |
| JP2009281720A (ja) * | 2008-05-20 | 2009-12-03 | General Electric Co <Ge> | 燃焼ダイナミックスを低減する方法及びシステム |
| JP2010181137A (ja) * | 2009-02-04 | 2010-08-19 | General Electric Co <Ge> | 予混合直接噴射ノズル |
| JP4629945B2 (ja) * | 1999-12-15 | 2011-02-09 | 大阪瓦斯株式会社 | 流体分配器及びバーナ装置及びガスタービンエンジン及びコジェネレーションシステム |
| JP2011027395A (ja) * | 2009-07-23 | 2011-02-10 | General Electric Co <Ge> | ガスタービン予混合システム |
| JP2011137629A (ja) * | 2010-01-04 | 2011-07-14 | General Electric Co <Ge> | マルチノズルドライ低ＮＯｘ燃焼システムの燃焼ダイナミクスを軽減するための燃料システム音響特性 |
| JP2012021765A (ja) * | 2009-02-04 | 2012-02-02 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | 燃焼器ノズル |
| WO2012124467A1 (ja) * | 2011-03-16 | 2012-09-20 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器およびガスタービン |
| JP2013139967A (ja) * | 2012-01-05 | 2013-07-18 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 燃焼器 |
| JP2014040999A (ja) * | 2012-08-21 | 2014-03-06 | General Electric Co <Ge> | 燃焼ダイナミクスを低減するためのシステムおよび方法 |
| JP2014173837A (ja) * | 2013-03-12 | 2014-09-22 | General Electric Co <Ge> | 複数の燃料噴射器を持つ多管式燃料ノズルを有するシステム及び方法 |
| JP2014173840A (ja) * | 2013-03-12 | 2014-09-22 | General Electric Co <Ge> | ガス・タービン・システム用の燃料−空気混合システム |
| WO2015046097A1 (ja) * | 2013-09-27 | 2015-04-02 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン燃焼器およびこれを備えたガスタービン機関 |
| CN112066416A (zh) * | 2019-06-11 | 2020-12-11 | 斗山重工业建设有限公司 | 具有燃料歧管的旋流器及包含它的燃烧室与燃气轮机 |
| KR20220099368A (ko) * | 2021-01-06 | 2022-07-13 | 두산에너빌리티 주식회사 | 연료 노즐, 연료 노즐 모듈 및 이를 포함하는 연소기 |
Families Citing this family (116)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2186298C2 (ru) * | 1996-09-16 | 2002-07-27 | Сименс Акциенгезелльшафт | Способ и устройство для сжигания топлива с воздухом |
| GB2324147B (en) * | 1997-04-10 | 2001-09-05 | Europ Gas Turbines Ltd | Fuel-injection arrangement for a gas turbine combuster |
| US6269646B1 (en) * | 1998-01-28 | 2001-08-07 | General Electric Company | Combustors with improved dynamics |
| SE9802707L (sv) * | 1998-08-11 | 2000-02-12 | Abb Ab | Brännkammaranordning och förfarande för att reducera inverkan av akustiska trycksvängningar i en brännkammaranordning |
| US6272842B1 (en) * | 1999-02-16 | 2001-08-14 | General Electric Company | Combustor tuning |
| DE19914666B4 (de) * | 1999-03-31 | 2009-08-20 | Alstom | Brenner für einen Wärmeerzeuger |
| GB9915770D0 (en) | 1999-07-07 | 1999-09-08 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber |
| DE19939235B4 (de) * | 1999-08-18 | 2012-03-29 | Alstom | Verfahren zum Erzeugen von heissen Gasen in einer Verbrennungseinrichtung sowie Verbrennungseinrichtung zur Durchführung des Verfahrens |
| DE19948673B4 (de) * | 1999-10-08 | 2009-02-26 | Alstom | Verfahren zum Erzeugen von heissen Gasen in einer Verbrennungseinrichtung sowie Verbrennungseinrichtung zur Durchführung des Verfahrens |
| DE19948674B4 (de) * | 1999-10-08 | 2012-04-12 | Alstom | Verbrennungseinrichtung, insbesondere für den Antrieb von Gasturbinen |
| US6298667B1 (en) * | 2000-06-22 | 2001-10-09 | General Electric Company | Modular combustor dome |
| US6360776B1 (en) | 2000-11-01 | 2002-03-26 | Rolls-Royce Corporation | Apparatus for premixing in a gas turbine engine |
| DE10055408A1 (de) * | 2000-11-09 | 2002-05-23 | Alstom Switzerland Ltd | Verfahren zur Brenstoffeinspritzung in einen Brenner |
| DE10064893A1 (de) * | 2000-12-23 | 2002-11-14 | Alstom Switzerland Ltd | Brenner mit gestufter Brennstoffeindüsung |
| GB0111788D0 (en) * | 2001-05-15 | 2001-07-04 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber |
| DE10128063A1 (de) | 2001-06-09 | 2003-01-23 | Alstom Switzerland Ltd | Brennersystem |
| JP2003148710A (ja) * | 2001-11-14 | 2003-05-21 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 燃焼器 |
| DE10164099A1 (de) * | 2001-12-24 | 2003-07-03 | Alstom Switzerland Ltd | Brenner mit gestufter Brennstoffeinspritzung |
| US6735949B1 (en) * | 2002-06-11 | 2004-05-18 | General Electric Company | Gas turbine engine combustor can with trapped vortex cavity |
| US6786047B2 (en) | 2002-09-17 | 2004-09-07 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Flashback resistant pre-mix burner for a gas turbine combustor |
| US6848260B2 (en) | 2002-09-23 | 2005-02-01 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Premixed pilot burner for a combustion turbine engine |
| US6931853B2 (en) | 2002-11-19 | 2005-08-23 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Gas turbine combustor having staged burners with dissimilar mixing passage geometries |
| US6871501B2 (en) * | 2002-12-03 | 2005-03-29 | General Electric Company | Method and apparatus to decrease gas turbine engine combustor emissions |
| US7080515B2 (en) * | 2002-12-23 | 2006-07-25 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Gas turbine can annular combustor |
| US6874323B2 (en) * | 2003-03-03 | 2005-04-05 | Power System Mfg., Llc | Low emissions hydrogen blended pilot |
| EP1493972A1 (de) * | 2003-07-04 | 2005-01-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Brennereinheit für eine Gasturbine und Gasturbine |
| US6993916B2 (en) * | 2004-06-08 | 2006-02-07 | General Electric Company | Burner tube and method for mixing air and gas in a gas turbine engine |
| US20070074518A1 (en) * | 2005-09-30 | 2007-04-05 | Solar Turbines Incorporated | Turbine engine having acoustically tuned fuel nozzle |
| US7836698B2 (en) * | 2005-10-20 | 2010-11-23 | General Electric Company | Combustor with staged fuel premixer |
| US7596949B2 (en) * | 2006-02-23 | 2009-10-06 | General Electric Company | Method and apparatus for heat shielding gas turbine engines |
| JP4418442B2 (ja) * | 2006-03-30 | 2010-02-17 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービンの燃焼器及び燃焼制御方法 |
| WO2007113130A1 (de) * | 2006-03-30 | 2007-10-11 | Alstom Technology Ltd | Brenneranordnung, vorzugsweise in einer brennkammer für eine gasturbine |
| US7836677B2 (en) * | 2006-04-07 | 2010-11-23 | Siemens Energy, Inc. | At least one combustion apparatus and duct structure for a gas turbine engine |
| US8197249B1 (en) | 2006-04-28 | 2012-06-12 | The United States Of America, As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Fully premixed low emission, high pressure multi-fuel burner |
| RU2324117C1 (ru) * | 2006-07-13 | 2008-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Устройство для сжигания жидкого и/или газообразного топлива в газовой турбине |
| US7827797B2 (en) * | 2006-09-05 | 2010-11-09 | General Electric Company | Injection assembly for a combustor |
| RU2348864C2 (ru) * | 2007-03-19 | 2009-03-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие "ЭСТ" | Горелка |
| FR2919348A1 (fr) * | 2007-07-23 | 2009-01-30 | Centre Nat Rech Scient | Dispositif d'injection d'un combustible ou d'un pre-melange combustible/comburant comprenant des moyens permettant un controle passif des instabilites de combustion |
| EP2179222B2 (de) * | 2007-08-07 | 2021-12-01 | Ansaldo Energia IP UK Limited | Brenner für eine brennkammer einer turbogruppe |
| US20090061369A1 (en) * | 2007-08-28 | 2009-03-05 | Gas Technology Institute | Multi-response time burner system for controlling combustion driven pulsation |
| DE102008015577A1 (de) * | 2008-03-18 | 2009-10-22 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Verfahren zur schadstoffarmen Verbrennung mit flüssigem Brennstoff und Brennkammervorrichtung |
| US8631656B2 (en) * | 2008-03-31 | 2014-01-21 | General Electric Company | Gas turbine engine combustor circumferential acoustic reduction using flame temperature nonuniformities |
| US20090241547A1 (en) * | 2008-03-31 | 2009-10-01 | Andrew Luts | Gas turbine fuel injector for lower heating capacity fuels |
| US8113000B2 (en) * | 2008-09-15 | 2012-02-14 | Siemens Energy, Inc. | Flashback resistant pre-mixer assembly |
| US20100089065A1 (en) * | 2008-10-15 | 2010-04-15 | Tuthill Richard S | Fuel delivery system for a turbine engine |
| US9759424B2 (en) * | 2008-10-29 | 2017-09-12 | United Technologies Corporation | Systems and methods involving reduced thermo-acoustic coupling of gas turbine engine augmentors |
| US8281597B2 (en) * | 2008-12-31 | 2012-10-09 | General Electric Company | Cooled flameholder swirl cup |
| US8112216B2 (en) * | 2009-01-07 | 2012-02-07 | General Electric Company | Late lean injection with adjustable air splits |
| US8701382B2 (en) * | 2009-01-07 | 2014-04-22 | General Electric Company | Late lean injection with expanded fuel flexibility |
| US8683808B2 (en) * | 2009-01-07 | 2014-04-01 | General Electric Company | Late lean injection control strategy |
| US8701383B2 (en) * | 2009-01-07 | 2014-04-22 | General Electric Company | Late lean injection system configuration |
| US8701418B2 (en) * | 2009-01-07 | 2014-04-22 | General Electric Company | Late lean injection for fuel flexibility |
| US8707707B2 (en) * | 2009-01-07 | 2014-04-29 | General Electric Company | Late lean injection fuel staging configurations |
| US8434291B2 (en) * | 2009-01-08 | 2013-05-07 | General Electric Company | Systems and methods for detecting a flame in a fuel nozzle of a gas turbine |
| US7942038B2 (en) * | 2009-01-21 | 2011-05-17 | General Electric Company | Systems and methods of monitoring acoustic pressure to detect a flame condition in a gas turbine |
| US20100180564A1 (en) * | 2009-01-21 | 2010-07-22 | General Electric Company | Systems and Methods for Mitigating a Flashback Condition in a Premixed Combustor |
| US9140454B2 (en) * | 2009-01-23 | 2015-09-22 | General Electric Company | Bundled multi-tube nozzle for a turbomachine |
| US20100192578A1 (en) * | 2009-01-30 | 2010-08-05 | General Electric Company | System and method for suppressing combustion instability in a turbomachine |
| US8397515B2 (en) * | 2009-04-30 | 2013-03-19 | General Electric Company | Fuel nozzle flashback detection |
| US8260523B2 (en) * | 2009-05-04 | 2012-09-04 | General Electric Company | Method for detecting gas turbine engine flashback |
| US8437941B2 (en) | 2009-05-08 | 2013-05-07 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Automated tuning of gas turbine combustion systems |
| US9267443B2 (en) | 2009-05-08 | 2016-02-23 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Automated tuning of gas turbine combustion systems |
| US9354618B2 (en) | 2009-05-08 | 2016-05-31 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Automated tuning of multiple fuel gas turbine combustion systems |
| US9671797B2 (en) | 2009-05-08 | 2017-06-06 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Optimization of gas turbine combustion systems low load performance on simple cycle and heat recovery steam generator applications |
| US8720206B2 (en) * | 2009-05-14 | 2014-05-13 | General Electric Company | Methods and systems for inducing combustion dynamics |
| US8387393B2 (en) * | 2009-06-23 | 2013-03-05 | Siemens Energy, Inc. | Flashback resistant fuel injection system |
| RU2506499C2 (ru) * | 2009-11-09 | 2014-02-10 | Дженерал Электрик Компани | Топливные форсунки газовой турбины с противоположными направлениями завихрения |
| US9003761B2 (en) | 2010-05-28 | 2015-04-14 | General Electric Company | System and method for exhaust gas use in gas turbine engines |
| FR2961292B1 (fr) * | 2010-06-14 | 2014-01-31 | Snecma | Procede pour reduire les instabilites de combustion dans une chambre de combustion ; chambre de combustion de moteur a turbine a gaz selon ce procede |
| US8733108B2 (en) * | 2010-07-09 | 2014-05-27 | General Electric Company | Combustor and combustor screech mitigation methods |
| US9557050B2 (en) | 2010-07-30 | 2017-01-31 | General Electric Company | Fuel nozzle and assembly and gas turbine comprising the same |
| JP5482716B2 (ja) * | 2010-08-20 | 2014-05-07 | マツダ株式会社 | ディーゼルエンジンの制御装置及びディーゼルエンジンの制御方法 |
| EP2423598A1 (en) * | 2010-08-25 | 2012-02-29 | Alstom Technology Ltd | Combustion Device |
| US20120144832A1 (en) * | 2010-12-10 | 2012-06-14 | General Electric Company | Passive air-fuel mixing prechamber |
| US20120180487A1 (en) * | 2011-01-19 | 2012-07-19 | General Electric Company | System for flow control in multi-tube fuel nozzle |
| US8875516B2 (en) | 2011-02-04 | 2014-11-04 | General Electric Company | Turbine combustor configured for high-frequency dynamics mitigation and related method |
| US9032703B2 (en) | 2011-06-20 | 2015-05-19 | General Electric Company | Systems and methods for detecting combustor casing flame holding in a gas turbine engine |
| US8966908B2 (en) | 2011-06-23 | 2015-03-03 | Solar Turbines Incorporated | Phase and amplitude matched fuel injector |
| US8950189B2 (en) | 2011-06-28 | 2015-02-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine staged fuel injection using adjacent bluff body and swirler fuel injectors |
| US9719685B2 (en) | 2011-12-20 | 2017-08-01 | General Electric Company | System and method for flame stabilization |
| US20130199190A1 (en) * | 2012-02-08 | 2013-08-08 | Jong Ho Uhm | Fuel injection assembly for use in turbine engines and method of assembling same |
| US9267690B2 (en) | 2012-05-29 | 2016-02-23 | General Electric Company | Turbomachine combustor nozzle including a monolithic nozzle component and method of forming the same |
| US9395084B2 (en) * | 2012-06-06 | 2016-07-19 | General Electric Company | Fuel pre-mixer with planar and swirler vanes |
| RU2561956C2 (ru) * | 2012-07-09 | 2015-09-10 | Альстом Текнолоджи Лтд | Газотурбинная система сгорания |
| US8966909B2 (en) | 2012-08-21 | 2015-03-03 | General Electric Company | System for reducing combustion dynamics |
| US9151502B2 (en) | 2012-08-21 | 2015-10-06 | General Electric Company | System and method for reducing modal coupling of combustion dynamics |
| US10088165B2 (en) | 2015-04-07 | 2018-10-02 | General Electric Company | System and method for tuning resonators |
| US9217373B2 (en) * | 2013-02-27 | 2015-12-22 | General Electric Company | Fuel nozzle for reducing modal coupling of combustion dynamics |
| US9534787B2 (en) | 2013-03-12 | 2017-01-03 | General Electric Company | Micromixing cap assembly |
| US9347668B2 (en) | 2013-03-12 | 2016-05-24 | General Electric Company | End cover configuration and assembly |
| US9651259B2 (en) | 2013-03-12 | 2017-05-16 | General Electric Company | Multi-injector micromixing system |
| US9528444B2 (en) | 2013-03-12 | 2016-12-27 | General Electric Company | System having multi-tube fuel nozzle with floating arrangement of mixing tubes |
| US9366439B2 (en) | 2013-03-12 | 2016-06-14 | General Electric Company | Combustor end cover with fuel plenums |
| US9671112B2 (en) | 2013-03-12 | 2017-06-06 | General Electric Company | Air diffuser for a head end of a combustor |
| US9765973B2 (en) | 2013-03-12 | 2017-09-19 | General Electric Company | System and method for tube level air flow conditioning |
| US9322559B2 (en) * | 2013-04-17 | 2016-04-26 | General Electric Company | Fuel nozzle having swirler vane and fuel injection peg arrangement |
| US9964045B2 (en) | 2014-02-03 | 2018-05-08 | General Electric Company | Methods and systems for detecting lean blowout in gas turbine systems |
| US9689574B2 (en) | 2014-02-03 | 2017-06-27 | General Electric Company | System and method for reducing modal coupling of combustion dynamics |
| US9644845B2 (en) | 2014-02-03 | 2017-05-09 | General Electric Company | System and method for reducing modal coupling of combustion dynamics |
| US9625157B2 (en) | 2014-02-12 | 2017-04-18 | General Electric Company | Combustor cap assembly |
| US9709279B2 (en) | 2014-02-27 | 2017-07-18 | General Electric Company | System and method for control of combustion dynamics in combustion system |
| US9709278B2 (en) | 2014-03-12 | 2017-07-18 | General Electric Company | System and method for control of combustion dynamics in combustion system |
| US9644846B2 (en) | 2014-04-08 | 2017-05-09 | General Electric Company | Systems and methods for control of combustion dynamics and modal coupling in gas turbine engine |
| US9845956B2 (en) | 2014-04-09 | 2017-12-19 | General Electric Company | System and method for control of combustion dynamics in combustion system |
| EP2933560B1 (en) * | 2014-04-17 | 2017-12-06 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Method for premixing air with a gaseous fuel and burner arrangement for conducting said method |
| US9845732B2 (en) | 2014-05-28 | 2017-12-19 | General Electric Company | Systems and methods for variation of injectors for coherence reduction in combustion system |
| US9551283B2 (en) | 2014-06-26 | 2017-01-24 | General Electric Company | Systems and methods for a fuel pressure oscillation device for reduction of coherence |
| US10113747B2 (en) | 2015-04-15 | 2018-10-30 | General Electric Company | Systems and methods for control of combustion dynamics in combustion system |
| EP3325886B1 (en) * | 2015-08-24 | 2020-01-08 | Siemens Aktiengesellschaft | Apparatus with arrangement of fuel ejection orifices configured for mitigating combustion dynamics in a combustion turbine engine |
| US11598527B2 (en) * | 2016-06-09 | 2023-03-07 | Raytheon Technologies Corporation | Reducing noise from a combustor of a gas turbine engine |
| EP3406974B1 (en) * | 2017-05-24 | 2020-11-11 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Gas turbine and a method for operating the same |
| US11525578B2 (en) | 2017-08-16 | 2022-12-13 | General Electric Company | Dynamics-mitigating adapter for bundled tube fuel nozzle |
| FR3086344A1 (fr) * | 2018-09-21 | 2020-03-27 | Ge Energy Products France Snc | Procede de determination du debit de gaz combustible injecte a l'interieur d'une turbine a gaz avec une ou plusieurs chambres de combustion sans diaphragme supplementaire |
| JP7489759B2 (ja) * | 2018-11-20 | 2024-05-24 | 三菱重工業株式会社 | 燃焼器及びガスタービン |
| US12553385B2 (en) | 2020-03-30 | 2026-02-17 | Ge Vernova Infrastructure Technology Llc | Compact turbomachine combustor |
| US20250362020A1 (en) * | 2024-05-22 | 2025-11-27 | General Electric Company | Gas turbine engine and fuel nozzle assembly therefor |
Family Cites Families (38)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2573536A (en) * | 1951-07-02 | 1951-10-30 | Jr Albert G Bodine | Engine detonation control by acoustic methods and apparatus |
| US2796734A (en) * | 1955-11-14 | 1957-06-25 | Jr Albert G Bodine | Sonic burner heat engine with acoustic reflector for augmentation of the second harmonic |
| US3034299A (en) * | 1960-05-02 | 1962-05-15 | Robert B Hammett | Apparatus and method for effecting a wave intermediary thermodynamic cycle |
| US4175380A (en) * | 1978-03-24 | 1979-11-27 | Baycura Orestes M | Low noise gas turbine |
| US4265615A (en) * | 1978-12-11 | 1981-05-05 | United Technologies Corporation | Fuel injection system for low emission burners |
| US4409787A (en) * | 1979-04-30 | 1983-10-18 | General Electric Company | Acoustically tuned combustor |
| DE3261484D1 (en) * | 1981-03-04 | 1985-01-24 | Bbc Brown Boveri & Cie | Annular combustion chamber with an annular burner for gas turbines |
| JPS597722A (ja) * | 1982-07-07 | 1984-01-14 | Hitachi Ltd | ガスタ−ビン触媒燃焼器 |
| DE3241162A1 (de) * | 1982-11-08 | 1984-05-10 | Kraftwerk Union AG, 4330 Mülheim | Vormischbrenner mit integriertem diffusionsbrenner |
| EP0122526B1 (de) * | 1983-04-13 | 1987-05-20 | BBC Aktiengesellschaft Brown, Boveri & Cie. | Brennstofflanze für die Brennkammer einer Gasturbine |
| USH1008H (en) * | 1985-05-28 | 1992-01-07 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Dump combustor with noncoherent flow |
| JPH0670376B2 (ja) * | 1986-09-01 | 1994-09-07 | 株式会社日立製作所 | 触媒燃焼装置 |
| US5193346A (en) * | 1986-11-25 | 1993-03-16 | General Electric Company | Premixed secondary fuel nozzle with integral swirler |
| US5000004A (en) * | 1988-08-16 | 1991-03-19 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Gas turbine combustor |
| DE68923413T2 (de) * | 1988-09-07 | 1996-04-04 | Hitachi Ltd | Kraftstoff-Luftvormischvorrichtung für eine Gasturbine. |
| EP0393484B1 (de) * | 1989-04-20 | 1992-11-04 | Asea Brown Boveri Ag | Brennkammeranordnung |
| US5165241A (en) * | 1991-02-22 | 1992-11-24 | General Electric Company | Air fuel mixer for gas turbine combustor |
| CH682952A5 (de) * | 1991-03-12 | 1993-12-15 | Asea Brown Boveri | Brenner für eine Vormischverbrennung eines flüssigen und/oder gasförmigen Brennstoffes. |
| US5259184A (en) * | 1992-03-30 | 1993-11-09 | General Electric Company | Dry low NOx single stage dual mode combustor construction for a gas turbine |
| US5211004A (en) * | 1992-05-27 | 1993-05-18 | General Electric Company | Apparatus for reducing fuel/air concentration oscillations 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 |
| DE4336096B4 (de) * | 1992-11-13 | 2004-07-08 | Alstom | Vorrichtung zur Reduktion von Schwingungen in Brennkammern |
| US5345768A (en) * | 1993-04-07 | 1994-09-13 | General Electric Company | Dual-fuel pre-mixing burner assembly |
| US5667376A (en) * | 1993-04-12 | 1997-09-16 | North American Manufacturing Company | Ultra low NOX burner |
| US5361586A (en) * | 1993-04-15 | 1994-11-08 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine ultra low NOx combustor |
| US5487274A (en) * | 1993-05-03 | 1996-01-30 | General Electric Company | Screech suppressor for advanced low emissions gas turbine combustor |
| US5359847B1 (en) * | 1993-06-01 | 1996-04-09 | Westinghouse Electric Corp | Dual fuel ultra-flow nox combustor |
| US5676538A (en) * | 1993-06-28 | 1997-10-14 | General Electric Company | Fuel nozzle for low-NOx combustor burners |
| US5351477A (en) * | 1993-12-21 | 1994-10-04 | General Electric Company | Dual fuel mixer for gas turbine combustor |
| US5408830A (en) * | 1994-02-10 | 1995-04-25 | General Electric Company | Multi-stage fuel nozzle for reducing combustion instabilities in low NOX gas turbines |
| DE4411623A1 (de) * | 1994-04-02 | 1995-10-05 | Abb Management Ag | Vormischbrenner |
| DE4411624A1 (de) * | 1994-04-02 | 1995-10-05 | Abb Management Ag | Brennkammer mit Vormischbrennern |
| DE69515931T2 (de) * | 1994-06-10 | 2000-11-02 | General Electric Co., Schenectady | Regelung einer Gasturbinenbrennkammer |
| JP3183053B2 (ja) * | 1994-07-20 | 2001-07-03 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン燃焼器及びガスタービン |
| US5644918A (en) * | 1994-11-14 | 1997-07-08 | General Electric Company | Dynamics free low emissions gas turbine combustor |
| DE4446945B4 (de) * | 1994-12-28 | 2005-03-17 | Alstom | Gasbetriebener Vormischbrenner |
| US5722230A (en) * | 1995-08-08 | 1998-03-03 | General Electric Co. | Center burner in a multi-burner combustor |
| GB9611235D0 (en) * | 1996-05-30 | 1996-07-31 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine combustion chamber and a method of operation thereof |
-
1997
- 1997-03-10 US US08/812,894 patent/US5943866A/en not_active Expired - Lifetime
-
1998
- 1998-03-05 DE DE19809364A patent/DE19809364B4/de not_active Expired - Lifetime
- 1998-03-06 JP JP05406498A patent/JP4205199B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1998-03-10 GB GB9805139A patent/GB2323157B/en not_active Expired - Lifetime
-
1999
- 1999-02-12 US US09/248,749 patent/US6164055A/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (26)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2003513223A (ja) * | 1999-10-29 | 2003-04-08 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | バーナ |
| JP4629945B2 (ja) * | 1999-12-15 | 2011-02-09 | 大阪瓦斯株式会社 | 流体分配器及びバーナ装置及びガスタービンエンジン及びコジェネレーションシステム |
| EP1172610A1 (en) | 2000-07-13 | 2002-01-16 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Fuel nozzle for premix turbine combustor |
| JP2004150793A (ja) * | 2002-10-31 | 2004-05-27 | General Electric Co <Ge> | 音響インピーダンス整合燃料ノズル装置及び同調可能燃料噴射共振器アセンブリ |
| JP2008039385A (ja) * | 2006-08-03 | 2008-02-21 | Siemens Power Generation Inc | ガスタービンエンジンの軸方向複段型形燃焼装置 |
| WO2009084587A1 (ja) * | 2007-12-27 | 2009-07-09 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | ガスタービンの燃焼器 |
| JP2009281720A (ja) * | 2008-05-20 | 2009-12-03 | General Electric Co <Ge> | 燃焼ダイナミックスを低減する方法及びシステム |
| JP2010181137A (ja) * | 2009-02-04 | 2010-08-19 | General Electric Co <Ge> | 予混合直接噴射ノズル |
| JP2012021765A (ja) * | 2009-02-04 | 2012-02-02 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | 燃焼器ノズル |
| JP2011027395A (ja) * | 2009-07-23 | 2011-02-10 | General Electric Co <Ge> | ガスタービン予混合システム |
| JP2011137629A (ja) * | 2010-01-04 | 2011-07-14 | General Electric Co <Ge> | マルチノズルドライ低ＮＯｘ燃焼システムの燃焼ダイナミクスを軽減するための燃料システム音響特性 |
| CN103080653A (zh) * | 2011-03-16 | 2013-05-01 | 三菱重工业株式会社 | 燃气涡轮燃烧器及燃气涡轮 |
| US9719419B2 (en) | 2011-03-16 | 2017-08-01 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine combustor with top hat nozzle arrangements |
| WO2012124467A1 (ja) * | 2011-03-16 | 2012-09-20 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器およびガスタービン |
| JPWO2012124467A1 (ja) * | 2011-03-16 | 2014-07-17 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器およびガスタービン |
| US9347666B2 (en) | 2012-01-05 | 2016-05-24 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Combustor with fuel injector pegs for reducing combustion pressure oscillations |
| JP2013139967A (ja) * | 2012-01-05 | 2013-07-18 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 燃焼器 |
| JP2014040999A (ja) * | 2012-08-21 | 2014-03-06 | General Electric Co <Ge> | 燃焼ダイナミクスを低減するためのシステムおよび方法 |
| JP2014173837A (ja) * | 2013-03-12 | 2014-09-22 | General Electric Co <Ge> | 複数の燃料噴射器を持つ多管式燃料ノズルを有するシステム及び方法 |
| JP2014173840A (ja) * | 2013-03-12 | 2014-09-22 | General Electric Co <Ge> | ガス・タービン・システム用の燃料−空気混合システム |
| WO2015046097A1 (ja) * | 2013-09-27 | 2015-04-02 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン燃焼器およびこれを備えたガスタービン機関 |
| JP2015068538A (ja) * | 2013-09-27 | 2015-04-13 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン燃焼器およびこれを備えたガスタービン機関 |
| CN112066416A (zh) * | 2019-06-11 | 2020-12-11 | 斗山重工业建设有限公司 | 具有燃料歧管的旋流器及包含它的燃烧室与燃气轮机 |
| US11953205B2 (en) | 2019-06-11 | 2024-04-09 | Doosan Enerbility Co., Ltd. | Swirler with fuel manifold, and combustor and gas turbine including the same |
| KR20220099368A (ko) * | 2021-01-06 | 2022-07-13 | 두산에너빌리티 주식회사 | 연료 노즐, 연료 노즐 모듈 및 이를 포함하는 연소기 |
| US11680710B2 (en) | 2021-01-06 | 2023-06-20 | Doosan Enerbility Co., Ltd. | Fuel nozzle, fuel nozzle module having the same, and combustor |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP4205199B2 (ja) | 2009-01-07 |
| GB9805139D0 (en) | 1998-05-06 |
| DE19809364A1 (de) | 1998-09-17 |
| GB2323157B (en) | 2001-04-18 |
| DE19809364B4 (de) | 2008-02-14 |
| GB2323157A (en) | 1998-09-16 |
| US5943866A (en) | 1999-08-31 |
| US6164055A (en) | 2000-12-26 |
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