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技術 不均一空気流緩和流れ調整器を有するカニュラ燃焼器バーナ

出願人 シーメンスエナジーインコーポレイテッド
発明者 ジェームズ・エム・ハーニーハラランボス・ポリゾポウロスリチャード・エル・サックウェイ
出願日 2016年12月13日 (3年11ヶ月経過) 出願番号 2018-535347
公開日 2019年1月17日 (1年10ヶ月経過) 公開番号 2019-501359
状態 特許登録済
技術分野 ガスタービン、高圧・高速燃焼室
主要キーワード 局所的ばらつき 流れ調整器 外方周囲 外方壁 円形エッジ 反転ゾーン 圧縮空気流れ 周方向環状
関連する未来課題
重要な関連分野

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図面 (8)

課題・解決手段

バーナバスケット(52)内の全ての予混合器(54)間における均一な燃料空気混合を促進するために、局所的に変化する非対称パターンの周囲穿孔を有する流れ調整器を有するガスタービンエンジン用の環状多筒形バーナ(50)。穿孔パターンパターン密度、穿孔プロファイル、および穿孔断面積のうちの任意の1つ以上が、バーナバスケット(52)内への周方向位置空気流を変えるために局所的に変化させられ、これによりバーナの空気入口面(58)内における不均一な通過流のばらつきが緩和される。いくつかの実施形態では、流れ調整器非対称穿孔パターンは、エンジン燃焼器セクション環状リング内の個々のバーナ位置に対して調整され、これにより燃焼器セクション環状リング内の異なったそれぞれのバーナ(50)間における不均一な通過流のばらつきが緩和される。各バーナ(50)内のおよび全ての燃焼器セクションバーナ(50)間の通過流の均一性は、均一なエンジン燃焼を促進する。

概要

背景

参照により本明細書に組み込まれる特許文献1に記載されているように、個々の内筒によりタービンセクション入口の円弧部のそれぞれ個々の部分内に高温燃焼ガスが送られる、カニラバーナ型燃焼器を有するガスタービンエンジンが知られている。各内筒は、典型的にはバスケットを備え、このバスケットは、一般的にプレスワーラ(preswirler)とも呼ばれる複数の予混合器を有するメインバーナを囲んで保持し、これらの複数の予混合器は、燃料および空気を予混合するために中央パイロットバーナの周囲に環状リング内に配設される。予混合器は、燃料流のそれぞれの部分と共に、エンジン圧縮機セクションからの圧縮空気流のそれぞれの部分を受ける。燃料流のそれぞれの部分は、予混合器内に配設された燃料出口により排出されて燃料空気混合物を形成し、この燃料空気混合物は、下流燃焼ゾーン内での燃焼のために燃焼器バスケットを通り、通過流方向に移動する。

燃焼器バスケットの通過流空気流プロファイルは、予混合器の上流で通過流方向に対して垂直に配向された空気入口面に沿って評価される。例えば、円筒形または裁頭円錐形のプロファイルの燃焼器バスケットでは、空気入口面は、予混合器の上流でバスケット中心軸に対して垂直に配向される。空気流反転領域が、空気入口面および予混合器の上流側において燃焼器バスケット内に通過流方向に対して配置される。空気流反転領域は、バスケットの外部からの空気入口面の上流における圧縮機空気の調整された周方向進入または吸気を可能にすることにより、通過流空気流圧力を調整する。この既知のタイプの燃焼器では、圧縮空気は、バスケットの外部の周囲にて逆流方向に(通過流方向に対して)流れる。空気流反転領域内への圧縮機供給された空気流進入は、燃焼器バスケット空気流反転領域を囲む流れ調整器により時として調整される。流れ調整器はある穿孔パターンを有し、これらの穿孔断面積が、バスケットに進入する圧縮機空気流を調整する。燃焼器バスケット内への反転空気流および通過流の仕様は、ガスタービンエンジンに対して確立される。理想的には、燃料空気通過流の空気流プロファイルは、燃焼器バスケット空気入口面全体にわたり一定である。したがって、過去においては、流れ調整器の穿孔パターンは、圧縮機から環状燃焼器バスケット内への均一な反転空気流を助長するように流れ調整器の周囲表面に沿って対称的であり、これは、空気入口面内における推定される理想的な燃料空気混合物通過流の均一な流れパターンに対して相補的であった。

燃焼器バスケットの空気入口面内における燃料空気通過流は、理想的には均一であるべきであるが、実際には、不均一な通過流になる。参照により本明細書に組み込まれる特許文献1は、実験について記載しているが、それらの実験では、一個体ののメインバーナのそれぞれの予混合器を通過する空気流流量が、予混合器同士の間における平均流量から7.5%も変動し得ることが判明した。同特許は、かかるばらつきにより、ガスタービンの動作がベース負荷で動作している場合に、予混合器同士の間に摂氏±75度の温度差が生じ得ると述べている。これらの温度差は、平均よりも比較的低い空気流を受ける、予混合器に関連するバーナの比較的より高温エリアによってより多量の窒素酸化物(NOx)が生成され、および平均よりも比較的高い空気流を受ける、予混合器に関連するバーナの比較的より低温のエリアによってより多量の一酸化炭素(CO)が生成される結果をもたらし得る。参照により本明細書に組み込まれる特許文献1は、燃焼器内筒内で予混合器間の空気流差を緩和し、結果として排気量削減など燃焼特徴の改善をもたらす、燃焼器バスケット流れ調整器周囲部に形成されたスロットの均一な対称穿孔パターンについて記載している。

概要

バーナバスケット(52)内の全ての予混合器(54)間における均一な燃料空気混合を促進するために、局所的に変化する非対称パターンの周囲穿孔を有する流れ調整器を有するガスタービンエンジン用の環状多筒形バーナ(50)。穿孔パターン、パターン密度、穿孔プロファイル、および穿孔断面積のうちの任意の1つ以上が、バーナバスケット(52)内への周方向位置空気流を変えるために局所的に変化させられ、これによりバーナの空気入口面(58)内における不均一な通過流のばらつきが緩和される。いくつかの実施形態では、流れ調整器非対称穿孔パターンは、エンジンの燃焼器セクション環状リング内の個々のバーナ位置に対して調整され、これにより燃焼器セクション環状リング内の異なったそれぞれのバーナ(50)間における不均一な通過流のばらつきが緩和される。各バーナ(50)内のおよび全ての燃焼器セクションバーナ(50)間の通過流の均一性は、均一なエンジン燃焼を促進する。

目的

効果

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請求項1

ガスタービンエンジン(20)用のカニラバーナ型燃焼器(28、50)であって、バスケット周囲外方壁部を有するバスケット(32、52)であって、通過流経路が通過流方向を有する、空気入口面(38、58)を横切った圧縮空気および燃料の軸方向通過流経路、ならびに前記通過流方向に対して前記空気入口面(38、58)の上流側の空気流反転領域(41、61)を、その内部に画成する、バスケット(32、52)と、パイロットバーナ(36、56)の周囲に環状に配列された複数の予混合器(34、54)であって、前記通過流方向に対して前記空気入口面(38、58)の下流側において前記バスケット(32、52)内部に、且つ前記通過流経路内に全てが配置される、複数の予混合器(34、54)と、前記空気入口面(38、58)の上流で前記バスケット(32、52)に結合され、前記空気流反転領域(41、61)を囲む流れ調整器(42、62、72、82)であって、前記流れ調整器(42、62、72、82)は、前記バスケット(32、52)の外部から前記空気流反転領域(41、61)内へと周方向位置空気流を局所的に変化させる非対称パターンの周囲穿孔(44、64)を画定し、前記非対称穿孔パターン(44、64)は、前記空気入口面(38、58)を横切った前記通過流経路内の流れパターンのばらつきを緩和するように構成される、流れ調整器(42、62、72、82)と、を備える、カニュラバーナ型燃焼器(28、50)。

請求項2

前記非対称穿孔パターン(44、64)は、前記流れ調整器(42、62)に沿って周方向におよび/または軸方向に変化する、請求項1に記載のバーナ(28、50)。

請求項3

ガスタービンエンジン(20)であって、複数の周囲に配置されたカニュラバーナ型燃焼器(28、50)を有する燃焼器セクション(24)であって、各バーナが、バスケット周囲外方壁部を有するバスケット(32、52)であって、前記バスケット(32、52)は、通貨流経路が通過流方向を有する、空気入口面(38、58)を横切った圧縮空気および燃料の軸方向通過流経路、ならびに前記通過流方向に対して前記空気入口面(38、58)の上流側の空気流反転領域(41、61)を、その内部に画成する、バスケット(32、52)、パイロットバーナ(36、56)の周囲に環状に配列された複数の予混合器(34、54)であって、前記通過流方向に対して前記空気入口面(38、58)の下流側において前記バスケット内部に、且つ前記通過流経路内に全ての前記複数の予混合器(34、54)が配置される、複数の予混合器(34、54)、ならびに前記空気入口面(38、58)の上流で前記バスケット(32、52)に結合され、前記空気流反転領域(41、61)を囲む流れ調整器(42、62、72、82)であって、前記流れ調整器(42、62、72、82)は、前記バスケット(32、52)の外部から前記空気流反転領域(41、61)内へと周方向位置空気流を局所的に変化させる非対称パターンの周囲穿孔(44、64)を画定する、流れ調整器(42、62、72、82)をそれぞれ有する、燃焼器セクション(24)、を備え、各それぞれのバーナ(28、50)の前記それぞれの非対称穿孔パターン(44、64)は、それぞれの空気入口面(38、58)を横切った前記通過流経路における流れパターンのばらつきを緩和し、前記燃焼器セクション(24)内の全ての他のバーナ(28、50)間における前記通過流経路の流れパターンのばらつきを緩和するように構成される、ガスタービンエンジン(20)。

請求項4

前記燃焼器セクション(24)内の12時の周方向位置に配置された第1のバーナ(28、50)と、前記燃焼器セクション(24)内の6時の周方向位置に配置された第2のバーナ(28、50)と、をさらに備え、前記第2のバーナ流れ調整器の全体的な非対称穿孔パターン(44、64)は、前記第1のバーナ流れ調整器全体的非対称穿孔パターン(44、64)よりも大きな周方向位置空気流断面を有する、請求項4に記載のエンジン(20)。

請求項5

前記非対称穿孔パターン(44、64)は、前記それぞれの流れ調整器(42、62、72、82)に沿って周方向におよび/または軸方向に穿孔断面積、穿孔プロファイル、または穿孔密度をそれぞれ変化させる、請求項4または1に記載のバーナ(28、50)。

請求項6

前記非対称穿孔パターン(44、64)は、変化を付けられた直径および/または密度円形穿孔を備える、請求項4または1に記載のバーナ(28、50)。

請求項7

前記非対称穿孔パターン(44、64)は、前記流れ調整器(42、62、72、82)の両周方向側に第1の周囲ゾーンおよび第2の周囲ゾーンを画定し、前記第1の周囲ゾーンは、前記第2の周囲ゾーンよりも大きな周方向位置空気流断面積を有する、請求項4または1に記載のバーナ(28、50)。

請求項8

任意のバーナの前記それぞれの非対称穿孔パターン(44、64)は、前記第1の周囲ゾーンと前記第2の周囲ゾーンとの中間の前記流れ調整器(42、62、72、82)の両周方向側に第3の周囲ゾーンおよび第4の周囲ゾーンを画定し、前記第3の周囲ゾーンおよび前記第4の周囲ゾーンは、前記第2の周囲ゾーンよりも多量の周方向位置空気流および前記第1の周囲ゾーンよりも少量の周方向位置空気流をそれぞれ有する、請求項7に記載のバーナ(28、50)。

請求項9

前記非対称穿孔パターン(44、64)は、前記第1の周囲ゾーンと前記第2の周囲ゾーンとの中間の前記流れ調整器(42、62、72、82)の両周方向側に第3の周囲ゾーンおよび第4の周囲ゾーンを画定し、前記第3の周囲ゾーンおよび前記第4の周囲ゾーンは、前記第2の周囲ゾーンよりも多量の周方向位置空気流および前記第1の周囲ゾーンよりも少量の周方向位置空気流をそれぞれ有する、請求項8に記載のバーナ(28、50)。

請求項10

ガスタービンエンジンバーナ(28、50)内の空気流を調整するための方法であって、複数の周方向位置に配置された環状多筒形バーナ(28)を有する燃焼器セクション(24)を備えるガスタービンエンジン(20)を用意するステップであって、各バーナ(28)が、バスケット周囲外方壁部を有するバスケット(32、52)であって、前記バスケット(32、52)は、通過流経路が通過流方向を有する、空気入口面(38、58)を横切った圧縮空気および燃料の軸方向通過流経路、ならびに前記通過流方向に対して前記空気入口面(38、58)の上流側の空気流反転領域(41、61)を、その内部に画成する、バスケット(32、52)、パイロットバーナ(36、56)の周囲に環状に配列された複数の予混合器(34、54)であって、前記通過流方向に対して前記空気入口面の下流側において前記バスケット内部に、且つ前記通過流経路内に全ての前記複数の予混合器(34、54)が配置される、複数の予混合器(34、54)、および前記空気入口面の上流で前記バスケットに結合され、前記空気流反転領域を囲む流れ調整器(42、62)であって、前記流れ調整器(42、62、72、82)は、前記バスケット(32、52)の外部から前記空気流反転領域(41、61)内へと周方向位置空気流を局所的に変化させる非対称パターンの周囲穿孔(44、64)を画定する、流れ調整器(42、62)、をそれぞれ有する、ステップと、既定エンジン燃料空気比(FAR)燃焼パラメータを達成するために、全ての前記バーナ(28、50)に共通するそれぞれ均一な通過流経路仕様および全体周方向位置空気流流量仕様を確立するステップと、それぞれの空気入口面(38、58)を横切った各それぞれのバーナ(28、50)について、前記それぞれの通過流経路内の実流れパターンばらつきを決定するステップと、必要に応じて、前記確立された全周方向位置空気流流量仕様から逸脱することを含む、通過流経路空気流流量ばらつきを緩和し得る、各それぞれのバーナ(28、50)についてのそれぞれの流れ調整器非対称穿孔パターン(44、64)を決定するステップと、前記ガスタービンエンジン(20)内に設置するために、前記それぞれの決定された非対称穿孔パターンを組み込むそれぞれの流れ調整器(42、62)を製造するステップと、を含む、方法。

技術分野

0001

2010年7月27に発行された「Air Flow Conditioner for a Combustor Can of a Gas Turbine Engine」と題する特許文献1の全開示が、ここに参照により本明細書に組み込まれる。

0002

本発明は、燃焼タービンエンジン内で使用されるカニラバーナ型燃焼器に関する。また、このエンジンは、一般的にガスタービンエンジンとも呼ばれる。さらに詳細には、本発明は、バーナ空気入口面内における不均一な通過流を緩和する、局所的に変化する非対称穿孔パターンを有する流れ調整器を有する環状多筒形バーナに関する。いくつかの実施形態では、流れ調整器は、エンジンの燃焼器セクション環状リング内の異なった各バーナ間における不均一な通過流のばらつきを緩和する。

背景技術

0003

参照により本明細書に組み込まれる特許文献1に記載されているように、個々の内筒によりタービンセクション入口の円弧部のそれぞれ個々の部分内に高温燃焼ガスが送られる、カニュラバーナ型燃焼器を有するガスタービンエンジンが知られている。各内筒は、典型的にはバスケットを備え、このバスケットは、一般的にプレスワーラ(preswirler)とも呼ばれる複数の予混合器を有するメインバーナを囲んで保持し、これらの複数の予混合器は、燃料および空気を予混合するために中央パイロットバーナの周囲に環状リング内に配設される。予混合器は、燃料流のそれぞれの部分と共に、エンジンの圧縮機セクションからの圧縮空気流のそれぞれの部分を受ける。燃料流のそれぞれの部分は、予混合器内に配設された燃料出口により排出されて燃料空気混合物を形成し、この燃料空気混合物は、下流燃焼ゾーン内での燃焼のために燃焼器バスケットを通り、通過流方向に移動する。

0004

燃焼器バスケットの通過流空気流プロファイルは、予混合器の上流で通過流方向に対して垂直に配向された空気入口面に沿って評価される。例えば、円筒形または裁頭円錐形のプロファイルの燃焼器バスケットでは、空気入口面は、予混合器の上流でバスケット中心軸に対して垂直に配向される。空気流反転領域が、空気入口面および予混合器の上流側において燃焼器バスケット内に通過流方向に対して配置される。空気流反転領域は、バスケットの外部からの空気入口面の上流における圧縮機空気の調整された周方向進入または吸気を可能にすることにより、通過流空気流圧力を調整する。この既知のタイプの燃焼器では、圧縮空気は、バスケットの外部の周囲にて逆流方向に(通過流方向に対して)流れる。空気流反転領域内への圧縮機供給された空気流進入は、燃焼器バスケット空気流反転領域を囲む流れ調整器により時として調整される。流れ調整器はある穿孔パターンを有し、これらの穿孔断面積が、バスケットに進入する圧縮機空気流を調整する。燃焼器バスケット内への反転空気流および通過流の仕様は、ガスタービンエンジンに対して確立される。理想的には、燃料空気通過流の空気流プロファイルは、燃焼器バスケット空気入口面全体にわたり一定である。したがって、過去においては、流れ調整器の穿孔パターンは、圧縮機から環状燃焼器バスケット内への均一な反転空気流を助長するように流れ調整器の周囲表面に沿って対称的であり、これは、空気入口面内における推定される理想的な燃料空気混合物通過流の均一な流れパターンに対して相補的であった。

0005

燃焼器バスケットの空気入口面内における燃料空気通過流は、理想的には均一であるべきであるが、実際には、不均一な通過流になる。参照により本明細書に組み込まれる特許文献1は、実験について記載しているが、それらの実験では、一個体ののメインバーナのそれぞれの予混合器を通過する空気流流量が、予混合器同士の間における平均流量から7.5%も変動し得ることが判明した。同特許は、かかるばらつきにより、ガスタービンの動作がベース負荷で動作している場合に、予混合器同士の間に摂氏±75度の温度差が生じ得ると述べている。これらの温度差は、平均よりも比較的低い空気流を受ける、予混合器に関連するバーナの比較的より高温エリアによってより多量の窒素酸化物(NOx)が生成され、および平均よりも比較的高い空気流を受ける、予混合器に関連するバーナの比較的より低温のエリアによってより多量の一酸化炭素(CO)が生成される結果をもたらし得る。参照により本明細書に組み込まれる特許文献1は、燃焼器内筒内で予混合器間の空気流差を緩和し、結果として排気量削減など燃焼特徴の改善をもたらす、燃焼器バスケット流れ調整器周囲部に形成されたスロットの均一な対称穿孔パターンについて記載している。

先行技術

0006

米国特許第7,762,074号

課題を解決するための手段

0007

本明細書において説明される例示の実施形態では、ガスタービンエンジン用のカニュラバーナ型燃焼器が、バーナバスケット内の全ての予混合器間における均一な燃料空気混合を促進するために、局所的に変化する非対称パターンの周囲穿孔を有する流れ調整器を有する。穿孔パターン、パターン密度、穿孔プロファイル、および穿孔断面積のうちの任意の1つ以上1つ以上が、バーナバスケット内への周方向位置空気流を変えるために局所的に変化させられ、これによりバーナの空気入口面内における不均一な通過流のばらつきが緩和される。例えば、局所的通過流が所望よりも低い場合には、その局所的穿孔パターンは、穴形状、穴サイズ、および/またはパターン密度のうちの1つ以上による穿孔断面の拡大により、バスケット内への周方向位置空気流を増大させるように構成される。対照的に、局所的穿孔断面は、局所的通過流を減少させるように増大される。

0008

バーナの全空気入口面内における均一な通過流は、より一定の燃料空気比を、およびさらにより一定の燃焼を促進し、それによりバーナは燃焼仕様を満たす。また、バーナの全空気入口面内における均一な通過流は、他の場合であれば燃焼器構成要素に損傷を与え得る燃焼炎火または「ホットスポット」を緩和する。いくつかの実施形態では、それぞれの流れ調整器穿孔パターンは、エンジンの燃焼器セクション環状リング内の個々のバーナに対して調整され、これにより、環状リングの周囲の圧縮機空気流における局所的なばらつきにより引き起こされる燃焼器セクション環状リング内の異なった各バーナ間の不均一な通過流のばらつきが緩和される。本明細書において説明される実施形態にしたがって構成される各バーナ内におけるおよび全ての燃焼器セクションバーナ間における通過流均一性は、均一なエンジン燃焼燃焼性能の達成、および大気排出の仕様を促進すると共に、燃焼器セクション構成要素に対し損傷を与える可能性を低下させる。

0009

本発明の例示の実施形態は、ガスタービンエンジン用のカニュラバーナ型燃焼器を特徴とし、このカニュラバーナ型燃焼器は、バスケット周囲外方壁部を有するバスケットを備え、このバスケットは、空気入口面内に通過流方向を有する圧縮空気および燃料の軸方向通過流経路をその内部に画成する。空気流反転領域が、通過流方向に対して空気入口面の上流側に配置される。複数の予混合器が、パイロットバーナの周囲に環状に配置され、これらの全ての予混合器が、通過流経路流れ方向内におよび通過流経路流れ方向に対して空気入口面の下流側においてバスケット内部に配置される。流れ調整器が、通過流経路流れ方向に対して空気入口面の上流でバスケットに結合されて、空気流反転領域を囲む。流れ調整器は、バスケットの外部から空気流反転領域内へと周方向位置空気流を局所的に変化させる非対称パターンの周囲穿孔を画定する。この穿孔パターンは、空気入口面内における通過流経路内の流れパターンのばらつきを緩和するように構成される。

0010

本発明の他の例示の実施形態は、ガスタービンエンジンを特徴とし、このガスタービンエンジンは、複数の周方向位置に配置されたカニュラバーナ型燃焼器を有する燃焼器セクションを備える。各バーナは、バスケット周囲外方壁部を組み込んだバスケットをそれぞれ有する。バスケットは、空気入口面内に通過流方向を有する圧縮空気および燃料の軸方向通過流経路と、通過流方向に対して空気入口面の上流側の空気流反転領域と、をその内部に画成する。複数の予混合器が、パイロットバーナの周囲に環状に配置され、これらの全ての予混合器が、通過流経路流れ方向に対しておよび通過流経路流れ方向内に空気入口面の下流側においてバスケット内部に配置される。流れ調整器が、空気入口面の上流でバスケットに結合され、空気流反転領域を囲む。流れ調整器は、バスケットの外部から空気流反転領域内へと、周方向位置空気流を局所的に変化させる非対称パターンの周囲穿孔を画定する。各それぞれのバーナのそれぞれの非対称穿孔パターンは、それぞれの空気入口面内における通過流経路内の流れパターンのばらつきを緩和するように、および燃焼器セクション内の全ての他のバーナ間における通過流経路内の流れパターンのばらつきを緩和するように構成される。

0011

本発明のさらなる例示の実施形態は、ガスタービンエンジンバーナタイプ燃焼器内の空気流を調整するための方法を特徴とする。用意されるガスタービンエンジンは、複数の周方向位置に配置された環状多筒形バーナを有する燃焼器セクションを備える。各それぞれのバーナが、バスケット周囲外方壁部を有するバスケットを有し、バスケットは、空気入口面内の圧縮空気および燃料の軸方向通過流経路をその内部に画成する。通過流経路は、通過流流れ方向を有する。空気流反転領域が、通過流方向に対して空気入口面の上流側に配置される。複数の予混合器が、パイロットバーナの周囲に環状に配置され、全ての複数の予混合器が、通過流方向に対して空気入口面の下流側においてバスケット内部に、および通過流経路内に配置される。流れ調整器が、空気入口面の上流でバスケットに結合され、空気流反転領域を囲む。流れ調整器は、バスケットの外部から空気流反転領域内へと、周方向位置空気流を局所的に変化させる非対称パターンの周囲穿孔を画定する。全てのバーナに共通する均一な通過流経路仕様および全周方向位置空気流流量仕様が、既定エンジン燃料空気比(FAR)燃焼パラメータを達成するために確立される。それぞれの空気入口面を横切った各それぞれのバーナについて、それぞれの流通路内の実流れパターンばらつきが、(物理測定またはバーチャルシミュレーションにより)決定される。それぞれの流れ調整器非対称穿孔パターンが、各それぞれのバーナについて決定され、それにより通過流経路空気流流量ばらつきが緩和される。この穿孔パターンは、必要に応じて、燃焼リングの周囲の異なった位置におけるバーナの通過流流量を正規化するために、確立された全周方向位置空気流流量仕様からの逸脱を必要とし得る。それぞれの決定された非対称穿孔パターンを組み込んだそれぞれの流れ調整器が、ガスタービンエンジン内への設置のために製造される。

0012

本明細書において説明される本発明の例示の実施形態のそれぞれの特徴は、任意の組合せまたは下位組合せにおいて共にまたは別々に適用され得る。

0013

さらに、本発明の例示の実施形態は、添付の図面と組み合わせて以下の詳細な説明において説明される。

図面の簡単な説明

0014

燃焼セクション環状リングの周囲に環状に配置されたカニュラバーナ型燃焼器を示す、先行技術の燃焼タービンエンジンすなわちガスタービンエンジンの1/4断面概略斜視図である。
図1のガスタービンエンジンの燃焼器セクションにおける先行技術のカニュラバーナ型燃焼器および遷移部の部分断面概略立面図である。
燃焼器バスケット流れ調整器が、例えば上死点(TDCまたは12:00周方向位置)および下死点(BDCまたは6:00周方向位置)などのバスケット周囲部に沿って変化する例示の非対称穿孔パターンを有する、本発明の一実施形態による環状多筒形燃焼器の斜視図である。
燃焼器バスケット内への周方向位置空気流を局所的に変化させるための、流れ調整器周囲部に沿って形成された例示の周方向非対称穿孔パターンをさらに詳細に示した、図3の燃焼器の斜視図である。
燃焼器バスケット内への周方向位置空気流を局所的に変化させるための、軸方向非対称穿孔パターンが形成された別の例示の実施形態の燃焼器バスケット流れ調整器の断面立面図である。
燃焼器バスケット内への周方向位置空気流を局所的に変化させるための、周囲部に沿って変化する穿孔穴パターン、穿孔穴間隔、および穿孔穴ピッチを有する、燃焼器バスケット流れ調整器の別の実施形態の外部平面図である。
本発明による、燃焼器バスケット流れ調整器の穿孔パターンを局所的に変化させることによりガスタービンエンジン内の空気流を調整するための例示の方法を示す流れ図である。

実施例

0015

理解を促すために、可能な場合には、各図面に共通である同一の要素を示すために同一の参照符号が使用されている。これらの図面は縮尺通りではない。

0016

本発明の例示の実施形態は、ガスタービンエンジン用のカニュラバーナ型燃焼器において使用される。これらのバーナは、バーナバスケット内の全ての予混合器間における均一な燃料空気混合を促進するために、局所的に変化する非対称の周囲穿孔パターンを有する流れ調整器を備える。穿孔パターン、パターン密度、穿孔プロファイル、および穿孔断面積のうちの任意の1つ以上が、バーナバスケット内への周方向位置空気流を変えるために局所的に変えられ、それによりバーナの空気入口面内における不均一な通過流のばらつきを緩和する。いくつかの実施形態では、流れ調整器穿孔パターンは、エンジンの燃焼器セクション環状リング内における個々のバーナ位置に対して調整され、それにより燃焼器セクション環状リング内における異なったそれぞれのバーナ間の不均一な通過流のばらつきを緩和する。各それぞれのバーナ内の予混合器同士の間における通過流均一性と、エンジン内の全ての燃焼器セクションバーナ間における共通通過流均一性と、が均一なエンジンの燃焼を助長する。

0017

環状多筒形燃焼器の不均一な通過流に関する一般的概要
簡単な一般的概要として、図1および図2は、一般的にガスタービンエンジンとも呼ばれる例示の既知の燃焼タービンエンジン20を示す。エンジン20は、圧縮機セクション22、燃焼セクション24、およびタービンセクション26を有する。燃焼セクション24は、カニュラバーナ型燃焼器28の環状リングを備える。各燃焼器28は、出口ディフューザにより圧縮機セクション22にそれぞれ結合されて、天然ガスなどの燃料供給源に通じる。燃焼器28は、下流接合遷移部30によりタービンセクション26に結合される。図2では、燃焼器またはバーナ28が、軸方向部分断面図において示され、燃焼器バスケット32を備える。燃焼器バスケット32内には、複数の別個の予混合器またはプレスワーラ34が環状に配置され、燃料空気比にしたがって圧縮機出口ディフューザから圧縮空気を受け、この圧縮空気中に計量された燃料を混入させる。混入された燃料および圧縮空気混合物は、大矢印で示される通過流方向に進み、パイロットバーナ36により点火される。燃焼ガスは、遷移部30によりタービンセクション26へと通過流方向に送られる。空気入口面38が、通過流方向に対して垂直な断面内に画定される。図示するように、燃焼器バスケット32が裁頭円錐形または円筒形のプロファイルを有する場合には、空気入口面は、燃焼器バスケット中心軸に対して垂直となる。燃焼器バスケット32は、複数のバスケットアーム40を有し、これらのバスケットアーム40は、通過流方向とは対向方向に空気入口面38の上流へと軸方向に延在する。空気流反転領域41が、空気入口面38の上流に位置する燃焼器バスケット32内のゾーンに確立される。バスケットアーム40同士の間の間隙は、バスケット32の外部を囲む圧縮機空気流が、空気入口面38の上流へとすなわち通過流方向とは対向方向へとバスケットに進入するための周方向位置進入経路を与える。圧縮機からのこの周方向に導入される反転空気流は、圧力損失を生じさせ、この圧力損失は、燃焼器バスケット32およびバスケットアーム40に結合され空気流反転領域41を囲む流れ調整器42によって調整される。一般的には、燃料空気混合火炎前面は、予混合器34、パイロットバーナ36、バスケットアーム40、および流れ調整器42に対する熱損傷を回避するために空気入口面38の下流に位置する。

0018

既知の流れ調整器42は、周方向に均一な穿孔パターン44を画定する。この穿孔パターン44は、周方向に導入される反転空気流を調整する。既知の流れ調整器の均一な穿孔パターンは、均一な周方向位置空気流およびさらに空気入口面38内における均一な通過流空気流を促進すると考えられている。参照により本明細書に組み込まれる特許文献1は、典型的には反転空気流が、空気流反転領域において燃焼器バスケットの外部に沿って周方向に不均一に分配されると述べている。その発明は、空気入口面38の下流に位置する燃焼器バスケット内のそれぞれの予混合器同士の間における空気流のばらつきを緩和するための、流れ調整器に形成された均一な細長スロット穿孔パターンを対象とする(例えば特許文献1における図3のスロット穿孔92および96)。細長スロットにより、円穴よりも容易な空気流反転が可能となる。

0019

エンジン設計中には、理想的にはそれぞれの空気入口面内における燃料空気通過流は、タービンエンジン内の全ての環状多筒形燃焼器間において同一および一定であると前提されるが、実際には本発明者らは、コンピュータ流体力学バーチャル研究および経験的観察により、燃焼器が燃焼器環状リング内のそれぞれのバーナ内筒のうちの1つ以上の中で不均一な空気流を被ることを発見した。例えば、図1の例示的な既知のタービンエンジンを参照すると、いくつかのタービンエンジンでは、燃焼セクション12:00または上死点(TDC)ゾーン内の燃焼器28Aおよびその側方隣接物が、燃焼セクション6:00または下死点(BDC)ゾーン内の燃焼器28Bおよびその側方隣接物よりも、圧縮機セクション22からより多量の圧縮空気流入を受ける。また、任意の特定の内筒の燃焼器バスケット内で、予混合器アレイは、それぞれの予混合器間において燃料空気混合物通過流における不均一な空気流と、流れ調整器を通り燃焼器バスケットに進入する周方向位置空気流のばらつきと、をやはり被り得る。例えば、図2を参照すると、いくつかの環状多筒形バーナでは、燃焼器バスケット32内で12:00または上死点(TDC)位置に位置する予混合器34Aは、同一の燃焼器バスケットの6:00または下死点(BDC)位置に位置する予混合器34Bよりも、圧縮機セクション22からより多量の圧縮空気流入を受ける。

0020

流れ調整器42の対称な周囲穿孔パターン44は、空気入口面38内において燃焼器バスケット32内へと均一な圧力降下をもたらすことを可能にする。しかし、圧縮機出口ディフューザから出る空気が、高乱流かつ複雑な流れ場を生成し、これにより、燃焼器セクション内における圧縮空気通路構造的制約と相まって、各燃焼器バスケットの通過流に対して燃焼器環状アレイ内において圧縮空気が均一に分配されない。結果として、予混合器34の各々がそれぞれ異なった空気流を受ける。さらにこの複雑な圧縮空気流れ場および圧縮空気通路制約により、燃焼器バスケット32の外部から流れ調整器穿孔44を通り空気流反転ゾーン41内へと、均一な周方向に送られる空気流を与えることができない。周方向の圧縮空気流の供給が、流れ調整器42の外方周囲部に沿って均一でない場合には、均一に分配された対称穿孔44内への空気流プロファイルがそれぞれ局所的に異なるものになる。結果として、予混合器34のいくつかが、空気入口面38内での反転空気流における局所的なばらつきに起因して他のものよりもより多量の空気反転流空気を受ける。

0021

本発明者らは、タービンエンジン燃焼に関して不均一な通過流空気流パターンのさらなる派生的な問題を発見した。均等な量の燃料が各予混合器34に供給される場合に(例えば各予混合器と等しい天然ガス供給圧力)、これにより、一個体の燃焼器バーナ28内の予混合器34A、34B等の間において、および燃焼器セクション環状リングの周囲の他のバーナ28A、28B等の間において、周方向に異なる燃料空気比(FAR)分布が生じる。異なった予混合器34間におけるそれぞれ異なるFARは、複数の望ましくない局所的効果を示す。一般的に、より高いFARは、より低温の火炎を結果的にもたらし、これにより燃焼ガス中CO量が増加し得るため望ましくない。対照的に、より低いFARは火炎温度を上昇させ、これにより燃焼ガス中のNOx量が増加する。また、圧縮空気要求仕様よりも少ない空気を予混合器34に供給することにより、結果としてより低い空気速度が得られ、燃料が混合されると、結果的に得られる火炎は(より低い混合速度に起因して)予混合器に向かって上流に向かう。この火炎の動きは、燃焼器バスケット32内にホットストリークを生じさせ、バーナを過熱し得る。経験的に、本発明者らは、燃焼器28の6:00または下死点(BDC)位置においてはあらゆる他の位置よりも燃焼器バスケット32の過熱損傷がより大きくなることを発見した。したがって、排気および燃焼器28のハードウェア寿命の両方に関して、空気入口面38内の空気流が均一であることが望ましい。均一に周方向に分配された対称穿孔流条件では、空気入口面内での空気流における局所的ばらつき対処するための空気流制御が可能とはならない。なぜならば、均一パターンは、流れ調整器を通りバスケット外部から進入する不均一な周方向位置空気流を局所的に再分配することができないからである。

0022

非対称流れ調整器穿孔パターンを用いた環状多筒形バーナ
本発明の環状多筒形バーナ構造の例示の実施形態は、流れ調整器の穿孔パターンを局所的に変化させることにより燃焼器バスケット内への周方向位置空気流の進入を局所的に調整することが可能である。いくつかの実施形態では、穿孔パターンは、個々の燃焼バスケット内のそれぞれの予混合器間における空気入口面内の空気流の局所的調整に対して変化させられる。他の実施形態では、穿孔パターンは、燃焼器セクションの環状燃焼器リング内の異なった環状多筒形バーナ位置間で変化させられ、それにより全バーナの空気流パターンの総体的なばらつきが、全燃焼器バスケット通過流仕様を達成させる(すなわち通過流仕様未満である燃焼器リング内の燃焼器位置に対して通過流量を上昇させ、仕様を超過する燃焼器位置に対しては通過流を低下させる)ように緩和される。いくつかの実施形態では、穿孔パターンは、単一のバーナの燃焼器バスケット内の通過流の局所的ばらつきと、エンジン内で燃焼器セクションの周囲に配置された複数のバーナ間における通過流のばらつきとの両方を緩和するように変化させられる。

0023

次に図3のガスタービンエンジン環状多筒形バーナ実施形態を参照すると、環状多筒形バーナ50は、バスケット周囲外方壁部を有する燃焼器バスケット52を備え、燃焼器バスケット52は、空気入口面58内に2つの矢印により示される通過流経路流れ方向を有する、圧縮空気および燃料軸方向通過流経路を中に画成する。空気流反転領域61が、通過流流れ方向に対して空気入口面58の上流に配置される。複数の予混合器54が、パイロットバーナ56の周囲に環状に配置され、これらは全て通過流経路流れ方向内においておよびそれに対して空気入口面58の下流にバスケット52内部に配置される。より具体的には、予混合器54Aが、燃焼器バスケット52のTDCまたは12:00位置に配置され、予混合器54Bが、予混合器54Aの対向側の燃焼器バスケット52のBDCまたは6:00位置に配置され、予混合器54Cが、予混合器54Aおよび54Bの中間に環状に配置される。バスケットアーム60が、燃焼器バスケット52に沿って軸方向に上流に(通過流流れ方向に対して)延在して、空気流反転領域61を形成する。一般的には、この段落内のバーナ50の前述の構成要素は、既知の構造のものであり、前述の既知の燃焼器バーナ28の構成要素と同様である。

0024

図3および図4を参照すると、環状多筒形バーナ50の流れ調整器62は、通過流経路流れ方向に対して空気入口面58の上流でバスケットアーム60およびバスケット52に結合されて、空気流反転領域61を囲む。図3および図4の流れ調整器62の実施形態は、非対称周囲穿孔パターン64を使用することにより燃焼器バスケット52の外部から空気流反転領域61内への周方向位置空気流を局所的に調整する点で、既知の流れ調整器とは異なる。非対称穿孔パターン64は、穿孔断面積を、ひいては外部圧縮された圧縮機空気がバスケット外部から周方向位置において空気流反転領域61に進入することのできる程度を、局所的に変化させることにより、空気入口面58内の通過流経路における局所的流れパターンのばらつきを緩和するように構成される。

0025

流れ調整器62の周囲において時計回り方向に見た場合に、プラットフォームパターン64は、予混合器54Aの上流側および近位側において11:00〜1:00または上死点(TDC)周方向環状ゾーンに局所的にパターン化された小サイズ円形穴66と、予混合器54Cの近位側の2:00〜4:00周方向環状ゾーンに局所的にパターン化された中間サイズ円形穴68と、予混合器54Bの近位側の5:00〜7:00または下死点(BDC)周方向環状ゾーンに局所的にパターン化された最大サイズ円形穴70と、を備える。中間サイズ円形穴68パターンは、8:00〜10:00周方向環状ゾーンにおいて反復される。このようにすることで、BDCゾーンは、対向側のTDCゾーン空気流断面積よりも大きな周方向位置空気流断面積を有し、BDCゾーンとTDCゾーンとの間の中間ゾーンは、対向し合う両TDCゾーンおよびBDCゾーンの間の空気流断面積を有する。対照的に、空気流は、十分な空気流が存在する穴の個数を削減するか、またはより多量の空気流が必要とされる穴の個数を増加させるかのいずれかにより調節され得る。

0026

図3および図4のこの穿孔パターン64の実際的結果として、予混合器54BのBDCゾーンは、TDCゾーンの予混合器54Aよりも多量の入来周方向位置空気流を受けることになり、これは、本発明者らが発見した予混合器54Bにおけるより低い通過流を補償する。したがって、空気入口面58内における通過流流れパターンのばらつきが、局所的周囲穿孔パターン64を非対称的に変化させることにより緩和される。前述に論じたように、環状多筒形バーナの通過流パターンならびに燃焼器バスケット52の外部から空気流反転領域61内への燃料空気混合物および周方向位置空気流の流量は、所望のタービンエンジン排気仕様および性能仕様を達成するために、仕様によって確立される。過去の流れ調整器設計では、それぞれの空気流は、対称穿孔パターン流れ調整器の仕様により論理的に実現された。本発明の実施時には、流れ調整器62の例示の穿孔パターン64などの非対称的プラットフォーム穿孔パターンを用いることにより、穿孔パターンの周方向位置空気流断面積における局所的なばらつきの組合せが、指定のバーナの全周方向位置空気流設計仕様を超過しない。換言すれば、1つ以上のゾーンにおける周方向位置空気流断面積の増加が、他のゾーンにおける周方向位置空気流断面積の相対的低下によって達成され、それにより周方向位置空気流全体は、指定された仕様内に収まる。

0027

図5の流れ調整器72の実施形態は、流れ調整器72表面の軸方向において小型穴74、中間サイズ穴76、および最大穴78の非対称穿孔パターンを有する。図6に示すように、流れ調整器82の非対称穿孔パターンは、流れ調整器に沿って周方向におよび/または軸方向に穿孔断面積または穿孔プロファイルもしくは穿孔密度を変化させることにより所望の空気流断面「有孔率」を達成するように、局所的に変化させられる。穿孔パターン84は、小型穴の高密度反復パターンを有する。穿孔パターン86は、2つの交互直径の穴を組み合わせて反復列を構成し、穿孔パターン84よりも低いパターン密度を有する。穿孔パターン88は、穿孔パターン84または86の直径よりも大きな直径穴を使用するが、他の2つのパターンよりも幅広のパターンでそれらの穴を散在させている。本明細書では、円形穿孔穴が図面に示されるが、参照により本明細書に組み込まれる特許文献1の円形エッジスロット、台形形状、または他の多角形形状などの他の形状が、これらの穿孔を形成するために使用され得る。円形穴は、比較的容易な製造を可能にし、加熱および冷却サイクルの最中にタービンエンジン燃焼セクション用途において機械応力および熱応力に対する良好な耐久性を示す。

0028

環状多筒形バーナ局所的通過流を調整するための方法
次に、局所的空気流変化を緩和するために環状多筒形バーナ局所的通過流を調整するための例示の全般的な方法が、図7の流れ図90を参照して概説される。ステップ92で、燃料空気比(FAR)仕様が、所与のガスタービンエンジンについてCOおよびNOx排気量レベルなどの規定のエンジン燃焼パラメータを達成するために確立される。圧縮機空気通過流および周方向位置空気流の仕様は、各それぞれの燃焼器の環状多筒形バーナにより満たされることが予想される、意図した燃焼空気流パラメータを確立する。燃料供給は、一般的にはエンジンモニタリングおよび制御システム(図示略)により空気流パラメータに基づき調節される。

0029

ステップ94で、それぞれの空気入口面内の各それぞれのバーナについての各通過流経路内における実際の流れパターンのばらつきが、コンピュータ流体力学(CFD)バーチャルシミュレーション、観察される実流れ測定値データ、および様々な使用中のエンジン構成要素に対する局所的熱損傷の検査などの他の経験データによって決定される。流れパターンのばらつきは、(A)特定の環状多筒形バーナ燃焼器バスケット内の個々の予混合器のうちの1つ以上、および/または(B)バーナが圧縮機出口から燃焼器バスケット内に同一通過流量の圧縮空気を送給していない場合の、環状リングの周囲の他の位置に対する燃焼セクション環状リングの周囲の異なったバーナ位置、および/または(C)燃焼器バスケット空気流反転領域内への周方向位置圧縮空気流が均一でない場合(例えば(B)または(C)についてはTDC対BDCのバーナ位置)、に対して決定される。

0030

ステップ94で、実流量のばらつきが特定されると、ステップ96で、通過流経路空気流流量ばらつきを緩和させる各流れ調整器非対称穿孔パターンが、各それぞれのバーナについて決定される。燃焼セクション環状リングの周囲においてバーナ位置にばらつきがある場合には、確立された全周方向位置空気流流量仕様からの偏差が、通過流仕様を満たすために全バーナの通過流を正規化するように修正され得る。このようにすることで、燃焼器における1つ以上の個々の燃焼器位置についての流れ調整器穿孔パターンが、異なったバーナ位置間における通過流のばらつきを緩和し、理想的には全燃焼器リングに関する通過流正規化を実現するために、必要に応じて修正される。したがって、ある特定のタービンエンジン設計に対して、それぞれの穿孔パターンが個々のバーナ位置に対して供給される圧縮空気流のばらつきに対応するように調整された、2つ以上の流れ調整器穿孔パターンを設計することが有利となり得る。代替的には、より少数の流れ調整器穿孔パターン設計は、比較的同様の空気流のばらつきを有する複数のバーナ位置に対する性能改善を損なうが、エンジン性能改善に対する製造コストおよびサービスコストの抑制という競合する設計目標バランス均衡させ得る。

0031

流れ調整器穿孔パターン決定ステップ96の実施において、対象の流れ調整器は、周方向に変化させられた穴サイズおよびパターンを使用して、燃焼器バスケットから空気流反転領域内へと周方向位置にておよび最終的には通過流方向に対して下流に関連予混合器まで流れる空気が通過し得る断面積を増大または減少させることになる。燃焼器バスケット空気流が所望より少ない場合には、穴の個数および/または穴のサイズ、および/または穴パターン密度が増加される。これにより、局所的により低い圧力の降下が生じ、より多量の空気が流れ調整器穿孔を通りバスケットに進入することが可能となる。対照的に、過度に多量のバスケット通過流空気がある位置では、穴の個数、および/または穴のサイズ、および/または穴パターン密度が減少される。これにより、局所的により高い圧力の降下が生じ、穿孔を通りバスケットに進入する空気が制限される。流れ調整器周方向位置空気流の全有効面積は、一定に保持されて、設計仕様が維持され、したがって結果的にエンジン性能に対する悪影響は一切生じない。結果的に得られる周方向に変化する圧力降下は、空気再分配させて、全てのバスケット予混合器を通るより均一な空気流を生じさせる。しかし、前述のように、必要に応じて、流れ調整器周方向位置空気流の全有効面積は、燃焼セクションの燃焼器リングの周囲における圧縮機空気の不均一な分布に起因し得る通過流のばらつきを正規化するために、燃焼リング内の異なった燃焼器位置において修正される。流れ調整器に対して局所的に穿孔パターン多様化される設計は、コンピュータ流体力学(CFD)分析シミュレーションツールを介して達成される。

0032

流れ調整器穿孔パターンが設計された後に、ステップ98で、流れ調整器が製造される。その後、製造された流れ調整器は、設計を確認するために実エンジン試験または実エンジンリング試験において検査される。

0033

本発明を組み込んだ様々な実施形態が詳細に図示され説明されたが、特許請求される本発明を依然として組み込んだ多数の他の異なる実施形態が容易に考案されよう。本発明は、その用途において、本説明の中で示されたまたは図面に示された構造の例示の実施形態の詳細および構成要素の配置に限定されない。本発明は、他の実施形態が可能であり、様々な様式で実施されることが可能である。さらに、本明細書において使用される表現および術語は、説明を目的とするものであり、限定として見なされるべきでない点を理解されたい。本明細書において、「含む」、「備える」、または「有する」、およびそれらの変形表現の使用は、以降に挙げられる項目およびそれらの均等物、ならびにさらなる項目を包含するように意図される。別様に明示されるかまたは限定されることがない限りは、「取り付けられた」、「連結された」、「支持された」、および「結合された」という用語、ならびにそれらの変形表現は、広く使用され、直接的および間接的な取付け、連結、支持、および結合を包含する。さらに、「連結された」および「結合された」は、物理的、機械的、または電気的な連結または結合に限定されない。

0034

6燃焼セクション
12 燃焼セクション
20燃焼タービンエンジン
22圧縮機セクション
24 燃焼セクション
26タービンセクション
28カニュラバーナ型燃焼器、燃焼器バーナ、バーナ、燃焼器
28A 燃焼器、バーナ
28B 燃焼器
30 下流接合遷移部
32 燃焼器バスケット
34予混合器、プレスワーラ
34A 予混合器
34B 予混合器
36パイロットバーナ
38空気入口面
40バスケットアーム
41空気流反転領域、空気流反転ゾーン
42流れ調整器
44 周囲穿孔パターン、対称穿孔、流れ調整器穿孔
50 環状多筒形バーナ
52 燃焼器バスケット
54 予混合器
54A 予混合器
54B 予混合器
54C 予混合器
56 パイロットバーナ
58 空気入口面
60 バスケットアーム
61 空気流反転領域
62 流れ調整器
64 非対称周囲穿孔パターン、非対称穿孔パターン、局所的周囲穿孔パターン、プラットフォームパターン
66 小サイズ円形穴
68中間サイズ円形穴
70最大サイズ円形穴
72 流れ調整器
74 小型穴
76 中間サイズ穴
78 最大穴
82 流れ調整器
84 穿孔パターン
86 穿孔パターン
88 穿孔パターン

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