液体燃料始動システムを備えるガスターボ機械の燃焼装置アセンブリ

本明細書に開示される主題は、ターボ機械の技術に関し、さらに詳しくは、燃料始動システムを備えているガス他ターボ機械の燃焼装置アセンブリに関する。

ターボ機械は、タービンを収容するケーシングを備える。 タービンは、ガスの経路に沿って延びる複数の羽根またはバケットを備える。 バケットは、複数のタービン段を定めるいくつかのタービンロータによって支持される。 燃焼装置アセンブリが、移行部分を通って複数のタービン段に渡される高温のガスを生成する。 燃焼装置アセンブリからの高温のガスに加えて、より低い温度のガスが、圧縮機からタービンの回転空間に向かって流れる。 この低温のガスは、ロータならびにタービンの他の内部部品に冷却をもたらす。

燃焼装置アセンブリは、通常は、可燃性の流体を燃焼室に案内する１つ以上の燃焼ノズルを備える。 可燃性の流体が、最初に１つ以上の燃焼ノズルの付近に配置されたパイロットノズルによって点火される。 パイロットノズルは、パイロット燃料を燃焼室に燃焼ノズルの出口の付近に局在させて導入する。 パイロット燃料が点火され、燃焼室の温度を上昇させ、燃焼ノズルからもたらされる可燃性の流体に点火する火炎前面を生じさせる。

典型的な実施形態の一態様によれば、ターボ機械の燃焼装置アセンブリが、燃焼装置本体と、前記燃焼装置本体の内部に定められた燃焼室と、可燃性の流体を前記燃焼室に案内するように配置された１つ以上の燃焼ノズルと、前記燃焼室に流体に関して接続された燃料始動システムとを備える。 前記燃料始動システムは、液体燃料と可燃性ガスとを組み合わせて点火燃料を形成するように構成および配置される。 パイロットノズルが、前記燃料始動システムに流体に関して接続される。 前記パイロットノズルは、前記点火燃料を霧化させ、点火燃料の霧化雲を前記燃焼室にもたらすように構成および配置される。

典型的な実施形態の別の態様によれば、霧化させたパイロット燃料をターボ機械の燃焼室にもたらす方法が、液体燃料を始動燃料容器に導入するステップと、可燃性ガスを前記始動燃料容器に導入するステップと、前記始動燃料容器において前記液体燃料および前記可燃性ガスを組み合わせ、液体点火燃料を形成するステップと、前記液体点火燃料をパイロットノズルに通すステップと、前記液体点火燃料の霧化雲を前記パイロットノズルから前記燃焼室に放出するステップとを含む。

典型的な実施形態のさらに別の態様によれば、ターボ機械が、圧縮機部分と、前記圧縮機部分に機械的に接続されたタービン部分と、燃焼装置アセンブリとを備え、前記燃焼装置アセンブリが、燃焼装置本体と、前記燃焼装置本体の内部に定められた燃焼室と、可燃性の流体を前記燃焼室に案内するように配置された１つ以上の燃焼ノズルと、前記燃焼室に流体に関して接続された燃料始動システムとを備える。 前記燃料始動システムは、液体燃料と可燃性ガスとを組み合わせて点火燃料を形成するように構成および配置される。 パイロットノズルが、前記燃料始動システムに流体に関して接続される。 前記パイロットノズルは、前記点火燃料を霧化させ、点火燃料の霧化雲を前記燃焼室にもたらすように構成および配置される。

これらの利点および特徴ならびに他の利点および特徴が、以下の説明を図面と併せて検討することによって、さらに明らかになるであろう。

発明であると考えられる主題が、本明細書の結びに位置する特許請求の範囲において詳しく指摘され、明瞭に請求される。 本発明の以上の特徴および他の特徴ならびに利点が、以下の詳細な説明を添付の図面と併せて検討することによって、明らかである。

典型的な実施形態による液体燃料始動システムを有する燃焼装置アセンブリを備えるターボ機械の概略図である。

典型的な実施形態による液体燃料始動システムの概略図である。

液体ディーゼル燃料におけるメタンの溶解度を示すグラフである。

詳細な説明が、図面を参照しつつ、あくまでも例として、本発明の実施形態を利点および特徴とともに説明する。

典型的な実施形態によるターボ機械が、絶対として参照番号２で指し示されている。 ターボ機械２は、共通の圧縮機／タービンシャフト８によってタービン部分６に機械的に接続された圧縮機部分４を備えている。 燃焼装置アセンブリ１０が、圧縮機部分４およびタービン部分６に連通している。 燃焼装置アセンブリ１０は、周方向に間隔を開けつつ並んだ複数の燃焼装置から形成され、そのうちの１つが、参照番号１２で示されている。 当然ながら、燃焼装置アセンブリ１０が、他の燃焼装置の配置を備えてもよいことを、理解すべきである。 燃焼装置アセンブリ１２は、複数の燃焼ノズル（そのうちの２つが、参照番号１６および１７で示されている）と、燃焼室２０とを収容した燃焼装置本体１４を備えている。 さらに、燃焼装置アセンブリ１０は、燃焼ノズル１６および１７に隣接して配置されたパイロットノズル２４を備えるように図示されている。 パイロットノズル２４を、例えば複数の燃焼ノズルのうちの１つに統合してもよいことを、理解すべきである。

この構成において、圧縮機部分４が、圧縮された空気を燃焼装置アセンブリ１０にもたらす。 圧縮された空気が、可燃性の流体と混合され、可燃性の混合物が形成される。 可燃性の混合物が、第１および第２の燃焼ノズル１６および１７から送られ、燃焼室２０において燃焼し、燃焼生成物を形成する。 燃焼生成物が、移行部分（図示されていない）を通ってタービン部分６にもたらされる。 燃焼生成物が、タービン部分６を通って膨張し、例えば発電機、ポンプ、航空機など（やはり図示されていない）に動力をもたらす。 始動時に、可燃性の混合物が、さらに詳しく後述されるように、パイロットノズル２４から送られる点火燃料によって点火される。

典型的な実施形態によれば、ターボ機械２が、点火の改善のためにパイロットノズル２４から霧化燃料雲を生成する燃料始動システム液体燃料始動システム３０を備える。 図２に最もよく示されるとおり、燃料始動システム液体燃料始動システム３０は、液体燃料容器４０と、可燃性ガス容器４４とを、始動燃料容器５０に連通させて備えている。 液体燃料容器４０は、内部領域５７を有する脱気装置５４を定めている。 脱気装置５４は、ディーゼル燃料（ＤＦ）などの液体燃料を受け取るための入り口６０と、第１の出口部６３と、第２の出口部６４とを備えている。 第１の出口部６３が、真空ポンプ６９と、逆止弁７０とを有する排気ポート６７を構成している。 真空ポンプ６９が、脱気装置５４から空気を追い出すように選択的に作動させられ、逆止弁７０が逆流を防止する。 第２の出口部６４が、液体燃料を始動燃料容器５０に案内する流体供給管７４を定めている。 流体供給管７４は、脱気装置５４に接続された第１の端部７７と、始動燃料容器５０に接続された第２の端部７８と、中間部７９とを備えている。 中間部７９が、燃料ポンプ８１と、逆止弁８２とを備えている。 燃料ポンプ８１が、液体燃料を脱気装置５４から移動させ、逆止弁８２が、始動燃料容器５０からの逆流を防止する。

さらに典型的な実施形態によれば、可燃性ガス容器４４が、メタン（ＣＨ ₄ ）または水素（Ｈ）などの可燃性ガスを蓄えるように構成された内部９２を有する圧力容器９０を構成している。 圧力容器９０は、ガス供給管１００に接続された出口部９５を備えている。 ガス供給管１００が、圧力容器９０を始動燃料容器５０に連通させる。 ガス供給管１００は、出口部９５から延びる第１の端部１０４と、始動燃料容器５０に連通する第２の端部１０５と、中間部１０６とを備えている。 中間部１０６は、圧力容器９０への可燃性ガスの逆流を防止する逆止弁１０８と、中間部１０６における流れの制限をもたらす絞り弁１１０とを備えている。 さらに詳しく後述されるように、絞り弁１１０は、燃料始動システム液体燃料始動システム３０の第１の飽和段ミキサを構成している。

またさらに典型的な実施形態によれば、始動燃料容器５０が、液体燃料と可燃性ガスとを組み合わせて飽和点火燃料を形成する内部１２０を有しているバブラ１１７の形態をとる。 したがって、バブラ１１７が、燃料始動システム液体燃料始動システム３０の第２の飽和段ミキサを構成する。 バブラ１１７は、第１の出口１２３と、第２の出口１２４と、第３の出口１２５とを備えている。 第１の出口１２３が、膨張ドーム１３０と、逆止弁１３２とを備える放圧システム１２８に接続される。 膨張ドーム１３０が、未溶解の可燃性ガスを集めて液体燃料と空気との間の接触を減らし、始動燃料容器５０において所望の圧力レベルを維持し、内圧が所望のパラメータを超える場合に始動燃料容器５０から可燃性ガスを逃がすことを可能にする放圧機能を提供する。 第２の出口１２４は、再循環路１４０に接続される。 再循環路１４０は、第２の出口１２４に接続された第１の端部１４４と、絞り弁１１０に接続された第２の端部と、中間領域１４６とを備える。 中間領域１４６は、ポンプ１４８と、逆止弁１５０とを備えている。 逆止弁１５０が、バブラ１１７への逆流を防止する。 ポンプ１４８が、バブラ１１７の液体燃料の一部を絞り弁１１０に案内して可燃性ガスと混ぜ合わせ、第１の飽和段を開始させる。 点火燃料が、可燃性ガスで完全に飽和した液体燃料を構成するように、さらなる飽和がバブラ１１７において生じる。

第３の出口１２５は、バブラ１１７からパイロットノズル２４に通じている。 ターボ機械２の始動時に、点火液体燃料が、バブラ１１７からパイロットノズル２４にもたらされる。 パイロットノズル２４を出るときに、点火燃料は、ノズルの形状ならびに可燃性ガスが液体燃料から解放されるときに生じる発泡の結果として霧化する。 この２段階の霧化が、とくには低い周囲温度においても容易に点火される点火燃料の霧化雲をもたらす。 図３に最もよく示されるとおり、ＤＦにおけるＣＨ ₄の溶解度は、温度が下がるにつれて高くなる。 したがって、より低い温度においては、典型的な実施形態による点火燃料が、より大量のＣＨ ₄を含むこととなり、したがって点火がより容易である。 点火燃料の霧化雲が点火され、燃焼室２０に進み、燃焼ノズル１６および１７から流れる可燃性ガスからの点火源をもたらすだけでなく、始動時（とくには、低温始動時）に全体としての燃焼効果を改善するための燃焼室２０への初期の予熱ももたらす。

この点で、ＤＦおよびＣＨ ₄またはメタンに関して説明されているが、他の種類の液体燃料および／または可燃性ガスも、所望の燃焼の化学に応じて使用できることを、理解すべきである。 また、低温における冷間始動の際にとくに有効であるとして説明されているが、典型的な実施形態による燃料始動システムを、広い範囲の周囲温度条件にまたがる種々の始動の条件において使用することが可能である。

本発明を、限られた数の実施形態についてのみ詳しく説明したが、本発明がそのような開示の実施形態に限られないことを、直ちに理解すべきである。 むしろ、本発明を、これまでに説明していないが本発明の技術的思想および技術的範囲に相応しい任意の数の変種、変更、置換、または均等な構成を取り入れるように改変することが可能である。 さらに、本発明の種々の実施形態を説明したが、本発明の態様が、上述した実施形態の一部だけを含んでもよいことを、理解すべきである。 したがって、本発明を、以上の説明によって限定されると理解してはならず、添付の特許請求の範囲の技術的範囲によってのみ限定されると理解すべきである。

２ ターボ機械４ 圧縮機部分６ タービン部分８ 圧縮機／タービンシャフト１０ 燃焼装置アセンブリ１２ 燃焼装置アセンブリ１４ 燃焼装置本体１６ 燃焼ノズル、第１の燃焼ノズル１７ 燃焼ノズル、第２の燃焼ノズル２０ 燃焼室２４ パイロットノズル３０ 燃料始動システム、液体燃料始動システム４０ 液体燃料容器４４ 可燃性ガス容器５０ 始動燃料容器５４ 脱気装置５７ 内部領域６０ 入り口６３ 第１の出口部６４ 第２の出口部６７ 排気ポート６９ 真空ポンプ７０ 逆止弁７４ 流体供給管７７ 第１の端部７８ 第２の端部７９ 中間部８１ 燃料ポンプ８２ 逆止弁９０ 圧力容器９２ 内部９５ 出口部１００ ガス供給管１０４ 第１の端部１０５ 第２の端部１０６ 中間部１０８ 逆止弁１１０ 絞り弁１１７ バブラ１２０ 内部１２３ 第１の出口１２４ 第２の出口１２５ 第３の出口１２８ 放圧システム１３０ 膨張ドーム１３２ 逆止弁１４０ 再循環路１４４ 第１の端部１４６ 中間領域１４８ ポンプ１５０ 逆止弁