JP2005291504A - 燃焼器のエミッションを低減する方法及び装置 - Google Patents

Abstract

【課題】 本発明は、ガスタービンの燃焼器に関する。
【解決手段】 パイロットミキサは、パイロット中心体（５４）と、パイロット中心体の半径方向外側に位置しかつ該パイロット中心体に対して同心に取り付けられたアキシャル空気スワーラ（６０）とを含む。パイロットミキサは、燃焼室の上流に位置する。メインミキサ（４４）は、パイロットミキサの半径方向外側に位置しかつ該パイロットミキサに対して同心に整列される。メインミキサは、それを通して該メインミキサ内に燃料を噴射するように構成されたスワーラ（１４０）を含む。メインミキサは、燃焼室の上流に位置する。環状のセンタボデー（１０６）は、パイロットミキサとメインミキサとの間で延びる。センタボデーは、半径方向内側面（１０２）と半径方向外側面（１０４）とを含む。半径方向内側面は、発散部分及び収束部分を備える。
【選択図】 図２

Description

本出願は、一般的に燃焼器に関し、より具体的には、ガスタービンの燃焼器に関する。

大気汚染に関する世界規模の関心によって、国内でも国際的にも、より厳しいエミッション基準が導入されるようになった。工業用ガスタービンからの汚染物質の排出（エミッション）は、米国環境保護庁（ＥＰＡ）の基準の対象となり、この基準は、窒素酸化物（ＮＯｘ）、未燃炭化水素（ＨＣ）、一酸化炭素（ＣＯ）の排出を規制している。一般に、エンジンのエミッションは、２種類、すなわち高火炎温度によって形成されたもの（ＮＯｘ）と、燃料・空気の反応が完全には進行することができない低火炎温度によって形成されたもの（ＨＣ及びＣＯ）とに分類される。

少なくとも一部の公知のガスタービン燃焼器は、１０個から３０個の範囲のミキサを備え、これらミキサが、高速空気をディーゼル燃料などの液体燃料及び／又は天然ガスなどの気体燃料と混合する。これらのミキサは通常、流入空気を旋回させて火炎の安定性及び混合を高めるスワーラの中央に配置された単一の燃料噴射器を含む。燃料噴射器及びミキサの両方が、燃焼器ドーム上に配置される。

大半の空気誘導式ガスタービンエンジンの場合、ミキサ内での燃料対空気比はリッチ（濃厚）である。ガスタービン燃焼器の燃焼器全体での燃空比はリーン（希薄）であるので、燃焼器を出る前に、付加的な空気が個別の希釈孔から加えられる。噴射された燃料が燃焼する前に気化され混合されなければならない部位であるドームと、リッチなドーム混合気に対して空気が加えられる部位である希釈孔の近傍との両方において、不完全な混合及びホットスポットが発生する可能性がある。他の空気誘導式エンジンでは、燃料リーン（希薄）混合気を形成する乾式低エミッション型（ＤＬＥ）燃焼器が使用されている。燃焼器全体にわたる混合気が燃料リーンであるので、ＤＬＥ燃焼器は一般的に希釈孔を持たない。

１つの最新式のリーンドーム式燃焼器は、該燃焼器が各燃料ノズル上に２つの半径方向に重なったミキサを備え、これが該燃焼器の前方から見ると２つの環状の（アニュラ状の）リングのように見えるので、二重アニュラ型燃焼器（ＤＡＣ）と呼ばれる。更にミキサの列を加えることで、異なる条件において作動するように調整することが可能になる。アイドリング時、外側ミキサに燃料が供給され、該外側ミキサは、アイドリング状態において効率よく作動するように設計されている。高出力作動時、燃料及び空気の大部分が内側アニュラスに供給された状態で、両方のミキサに燃料が供給され、該内側アニュラスは、高出力作動時に最も効率よくかつエミッションがほとんどない状態で作動するように設計されている。ミキサは、各ドームにおいて最適な作動をするように調整されているが、ドーム間の境界面では広い領域にわたってＣＯ反応が消炎し、そのことが、これらの設計のＣＯエミッションを同様のリッチドーム式の単一アニュラ型燃焼器（ＳＡＣ）よりも高くする。このような燃焼器は、低出力時のエミッションと高出力時のＮＯｘとの間で妥協したものとなっている。

他の公知の燃焼器は、リーンドーム式燃焼器として作動する。パイロットステージとメインステージとを別個のドーム内に分離し、境界面に大きなＣＯ消炎ゾーンを形成するのに代えて、ミキサには、同心であるが明確に区分されたパイロット及びメイン空気流路が装置内に組み込まれている。しかしながら、このような設計では、多くの場合燃料／空気混合の増進により高ＣＯ／ＨＣエミッションを生じるので、低出力時のＣＯ／ＨＣエミッションとスモークエミッションとを同時に制御するのは困難である。メイン空気を旋回させることは当然、パイロット火炎を取り込み、火炎を消炎させる傾向にある。

１つの態様において、燃焼器からのエミッションの量を低減するのを促進するようにガスタービンエンジンを作動させる方法が、提供される。燃焼器は、パイロットミキサと、メインミキサと、その間で延びる環状のセンタボデーとを備えるミキサ組立体を含む。この方法は、パイロットミキサ内の少なくとも１つのスワーラ翼とメインミキサ内に配置された少なくとも１つのスワーラ翼とを通して燃焼器内に燃料を噴射する段階を含む。

本発明の別の態様において、ガスタービン用の燃焼器が提供される。該燃焼器は、燃焼室と、環状のセンタボデーによって分離されたパイロット及びメイン回路を備えた燃料・空気プレミキサとを含む。パイロットミキサは、パイロット中心体と、該パイロット中心体の半径方向外側に位置しかつ該パイロット中心体に対して同心に取り付けられた少なくとも１つのアキシャル空気スワーラとを含む。メインミキサは、パイロットミキサの半径方向外側に位置しかつ該パイロットミキサに対して同心に整列される。メインミキサは、該メインミキサ内に燃料を噴射するように構成されたスワーラ翼を含む。メイン及びパイロットミキサの両方は、燃焼室の上流に配置される。環状のセンタボデーは、パイロットミキサとメインミキサとの間で延びる。センタボデーは、半径方向内側面と半径方向外側面とを含む。半径方向内側面は、収束部分と発散部分とを含む。

更に別の態様において、ガスタービンエンジンは、燃焼室と少なくとも１つの燃料・空気ミキサ組立体とを備える燃焼器を含む。ミキサ組立体は、燃焼器からのエミッションを制御するようになっており、環状のセンタボデーによって分離されたパイロット及びメイン回路を含む。パイロットミキサは、パイロット中心体と、該パイロット中心体の半径方向外側に位置した少なくとも１つのスワーラとを含む。メインミキサは、パイロットミキサの半径方向外側に位置しかつ該パイロットミキサに対して同心に整列される。メインミキサは、それを通して該メインミキサ内に燃料を噴射するよう構成された少なくとも１つのスワーラ翼を含む。メイン及びパイロットミキサは、両方とも燃焼室の上流に配置される。

図１は、低圧圧縮機１２と、高圧圧縮機１４と、燃焼器１６と備えるガスタービンエンジン１０の概略図である。エンジン１０は更に、高圧タービン１８と、低圧タービン２０とを備える。

作動中、空気は低圧圧縮機１２を通って流れ、加圧された空気が、低圧圧縮機１２から高圧圧縮機１４に供給される。高度に加圧された空気は、燃焼器１６に送られる。燃焼器１６からの空気流（図１には図示せず）は、タービン１８及び２０を駆動する。１つの実施形態において、ガスタービンエンジン１０は、ＣＦＭ Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌから入手可能なＣＦＭ型エンジンである。別の実施形態において、ガスタービン１０は、オハイオ州シンシナチ所在のＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｃｏｍｐａｎｙから入手可能なＧＥ９０型エンジンである。

図２は、図１に示したエンジン１０と同様なガスタービンエンジンに使用される燃焼器１６の断面図であり、図３は、範囲３に沿った燃焼器１６の部分拡大図である。燃焼器１６は、環状の半径方向外側及び半径方向内側ライナ３２、３４で形成された燃焼ゾーン又は燃焼室３０を含む。より具体的には、外側ライナ３２は、燃焼室３０の外側境界面を形成し、また内側ライナ３４は、燃焼室３０の内側境界面を形成する。ライナ３２及び３４は、該ライナ３２及び３４の周りで円周方向に延びた環状の燃焼器ケーシング３６の半径方向内側に位置する。

燃焼器１６はまた、それぞれ外側及び内側ライナ３２及び３４の上流に取り付けられた環状のドーム４０を含む。ドーム４０は、燃焼室３０の上流端を形成し、ミキサ組立体４１が、ドーム４０の周りで円周方向に間隔をおいて配置されて、燃料と空気の混合気を燃焼室３０に供給する。燃焼器１６は２つのアニュラ状ドーム４０を含むので、該燃焼器１６は二重アニュラ型燃焼器（ＤＡＣ）として知られている。それに代えて、燃焼器１６は、単一アニュラ型燃焼器（ＳＡＣ）又は三重アニュラ型燃焼器とすることができる。

各ミキサ組立体４１は、パイロットミキサ４２と、メインミキサ４４と、その間で延びる環状のセンタボデー４３とを含む。センタボデー４３は、パイロットミキサ４２と流れ連通しかつ該パイロットミキサ４２の下流に位置するチャンバ５０を形成する。チャンバ５０は対称軸線５２を有し、ほぼ円筒形状である。パイロット中心体５４が、チャンバ５０内に延び、対称軸線５２に対して対称的に取り付けられる。

パイロットミキサ４２はまた、一対の同心に取り付けられたスワーラ６０を含む。より具体的には、例示的な実施形態において、スワーラ６０は、アキシャルスワーラであり、パイロット内側スワーラ６２とパイロット外側スワーラ６４とを含む。パイロット内側スワーラ６２は、環状であり、パイロット中心体５４の周りで円周方向に配置される。各スワーラ６２及び６４は、複数の翼（図示せず）を含む。スワーラ６４は、気体燃料の噴射のための、壁１０４及び１０６に沿った複数のオリフィス（図示せず）を含む。より具体的には、オロフィスは、スワーラ６４の後縁に沿って配置され、チャンバ５０内に下流方向に燃料を噴射する。更に、壁１０４に沿って配置されたオリフィスは、ベンチュリスロート１０７の上流及び下流の両方において半径方向内向きに燃料を噴射する。スワーラ６２及び６４は、低出力エンジン作動時に、所望の点火特性、リーン安定性、並びに一酸化炭素（ＣＯ）及び炭化水素（ＨＣ）の低エミッションをもたらすように設計されている。１つの実施形態において、パイロットスプリッタ（図示せず）が、半径方向にパイロット内側スワーラ６２とパイロット外側スワーラ６４との間に配置され、パイロット内側スワーラ６２及びパイロット外側スワーラ６４から下流方向に延びる。

パイロット外側スワーラ６４は、パイロット内側スワーラ６２の半径方向外側に位置し、かつセンタボデー４３の半径方向内側通路面７８の半径方向内側に位置する。より具体的には、パイロット外側スワーラ６４は、パイロット内側スワーラ６２の周りで円周方向に延び、半径方向にパイロット内側スワーラ６２とセンタボデー４３との間に位置する。１つの実施形態において、パイロットスワーラ６２は、該パイロットスワーラを通って流れる空気を、パイロットスワーラ６４を通って流れる空気と同じ方向に旋回させる。別の実施形態において、パイロット内側スワーラ６２は、該パイロット内側スワーラを通って流れる空気を、パイロット外側スワーラ６４が該パイロット外側スワーラを通って流れる空気を旋回させる第２の方向とは反対である第１の方向に旋回させる。

メインミキサ４４は、環状の空洞９２を形成する環状のメインハウジング９０を含む。メインミキサ４４は、パイロットミキサ４２に対して同心に整列され、パイロットミキサ４２の周りで円周方向に延びる。環状のセンタボデー４３は、パイロットミキサ４２とメインミキサ４４との間で延びて、メインミキサ空洞９２の一部を形成する。

環状のセンタボデー４３は、該センタボデー４３の半径方向外側面１００に取り付けられ、該センタボデー４３からメインミキサ空洞９２内に燃料を半径方向外向きに噴射する複数の噴射口９８を含む。燃料噴射口９８は、メインミキサ４４内での円周方向の燃料と気体の混合を促進する。

１つの実施形態において、センタボデー４３は、一対の円周方向に間隔をおいて配置された噴射口９８の列を含む。別の実施形態において、センタボデー４３は、複数の噴射口９８を含むが、それら噴射口９８は、円周方向に間隔をおいて配置された列には配列されていない。噴射口９８の位置は、燃料と空気の混合の程度を調整して、窒素酸化物（ＮＯｘ）の低エミッションを達成しかつ様々なエンジン作動状態の下で完全燃焼を保証するように選択される。更に、噴射口の位置はまた、燃焼の不安定さを減少させるか又は防止するのを可能にするように選択される。

センタボデー４３は、パイロットミキサ４２とメインミキサ４４とを分離する。従って、パイロットミキサ４２は、パイロット作動中にメインミキサ４４から隠蔽されて、パイロット性能の安定性及び効率性の改善を促進し、同時にＣＯ及びＨＣエミッションを低減することを可能にする。更に、センタボデー４３は、燃焼器１６内に噴射されたパイロット燃料を完全燃焼させるのを促進するような形状にされている。より具体的には、センタボデー４３の内側通路壁１０２は、入口部分１０３と、収束−発散面１０４と、後部シールド１０６とを含む。

収束−発散面１０４は、入口部分１０３から後部シールド１０６まで延び、パイロットミキサ４２内にベンチュリスロート１０７を形成する。後部シールド１０６は、面１０４と外側面１００との間で延びる。

メインミキサ４４はまた、センタボデーの燃料噴射口９８の上流に配置されたスワーラ１４０を含む。第１のスワーラ１４０は、ラジアル流サイクロンスワーラであり、該スワーラからの流体流が、対称軸線５２に向かって半径方向内向きに吐出される。別の実施形態において、スワーラ１４０はコニカルスワーラである。より具体的には、スワーラ１４０は、燃料源（図示せず）に流れ連通した状態で連結され、従って該スワーラを通して燃料が噴射されるように構成され、それによって、スワーラ１４０から半径方向内向きに噴射され、また噴射口９８から半径方向外向きに噴射された燃料の燃料・空気混合を向上させることが可能になる。別の実施形態において、第１のスワーラ１４０は、同一回転方向又は逆回転方向とすることができる対をなす旋回翼（図示せず）に分割される。

燃料供給システムは、燃焼器１６に燃料を供給し、パイロット燃料回路とメイン燃料回路とを含む。パイロット燃料回路はパイロットミキサ４２に燃料を供給し、またメイン燃料回路は、メインミキサ４４に燃料を供給し、燃焼器１６内で発生する窒素酸化物エミッションを制御するのに使用される複数の独立した燃料ステージを含む。

作動中、ガスタービンエンジン１０が、始動され、アイドリング作動状態で作動されるとき、燃料と空気が燃焼器１６に供給される。ガスタービンのアイドリング作動状態時、燃焼器１６は、作動のためにパイロットミキサ４２のみを使用する。パイロット燃料回路は、パイロット外側スワーラ６４及び／又は壁１０４及び１０６を通して燃料を燃焼器１６に噴射する。同時に、空気流が、パイロットスワーラ６０及びメインミキサスワーラ１４０に流入する。パイロット空気流は、ミキサ中心対称軸線５２とほぼ平行に流れる。より具体的には、空気流は、パイロットミキサ４２の下流にあるパイロット火炎ゾーン内に導かれる。パイロット火炎は、ベンチュリスロート１０７に隣接しかつ該ベンチュリスロート１０７の下流側に留まった状態になり、メインミキサ４４を通して吐出されるメイン空気流から環状のセンタボデー４３によって隠蔽される。

エンジン１０の出力がアイドリングから部分出力作動状態に増大すると、パイロットミキサ４２への燃料流量が増加する。この作動モードにおいて、パイロット火炎による生成物は、メインミキサスワーラ１４０を通して吐出された空気流と混合され、燃焼室３０から出る前に更に酸化される。

パイロットのみの部分出力モードから、燃料流がパイロットミキサ４２及びメインミキサ４４に供給される高出力作動モードへの移行が起こるのは、燃料流量がミキサ４２および４４の両方の完全燃焼を支えるのに十分になった時である。より具体的には、ガスタービンエンジン１０がアイドリング作動状態から高出力作動状態に加速されると、付加的な燃料及び空気が、燃焼器１６へ導かれる。パイロット燃料ステージに加えて、高出力作動状態時には、メインミキサ４４は、スワーラ１４０を通して燃料が供給され、また燃料噴射口９８から半径方向外向きに燃料が噴射される。メインミキサスワーラ１４０は、半径方向及び円周方向の燃料と空気の混合を促進して、燃焼のためのほぼ均一な燃料と空気の分布を形成する。燃料と空気の混合気を均一な分布とすることにより、完全燃焼が得られ、高出力作動時のＮＯｘエミッションを減少させることが促進される。

更に、パイロットミキサ４２は、メインミキサ４４内に吐出される燃料に対する点火源として作用するので、パイロットミキサ４２及び環状のセンタボデー４３は、メインミキサ４４が低い火炎温度で作動するのを可能にする。最大出力時において、パイロットミキサ４２とメインミキサ４４との間で分割される燃料流量は、エミッション、作動性、燃焼音によって決定される。

上述した燃焼器は、費用効果がありかつ高い信頼性がある。燃焼器は、パイロットミキサと、メインミキサと、センタボデーとを備えるミキサ組立体を含む。パイロットミキサは低出力作動時に使用され、メインミキサは中及び高出力作動時に使用される。アイドリング出力作動状態時には、燃焼器は、低エミッションで作動し、メインミキサにのみ空気が供給される。高出力作動状態時には、燃焼器はまた、スワーラを通して燃料をメインミキサに供給されて、メインミキサの燃料と空気の混合を改善する。より低い作動温度と燃焼の改善とにより、高出力作動時における作動効率の向上と燃焼器のエミッションの低減を可能にする。その結果、燃焼器は、高い燃焼効率と、低い一酸化炭素、窒素酸化物及びスモークエミッションとで作動する。

燃焼器組立体の例示的な実施形態を、上記に詳細に説明している。本発明のシステムは、本明細書に記載した特定の実施形態に限定されるものでなく、むしろ、各組立体の構成部品は、本明細書に記載した他の構成部品から独立して別個に使用することができる。各燃焼器組立体の構成部品はまた、他の燃焼器組立体の構成部品と組み合わせて使用することができる。

特許請求の範囲で付された参照符号は、本発明の技術的範囲を狭めるためのものではなく、それらを容易に理解するためのものである。

燃焼器を備えるガスタービンエンジンの概略図。 図１に示したガスタービンエンジンに使用することができる燃焼器の断面図。 図２に示した燃焼器の範囲３に沿った部分の拡大図。

符号の説明

１０ ガスタービンエンジン
１６ 燃焼器
３０ 燃焼室
３２ 外側ライナ
３４ 内側ライナ
４０ ドーム
４１ ミキサ組立体
４２ パイロットミキサ
４３ センタボデー
４４ メインミキサ
５０ チャンバ
５２ 対称軸線
５４ パイロット中心体
６０ スワーラ

Claims (10)

1. ガスタービン（１０）用の燃焼器（１６）であって、
   燃焼室（５０）と、
   前記燃焼室の上流に配置され、パイロット中心体（５４）と前記パイロット中心体の半径方向外側に位置しかつ該パイロット中心体に対して同心に取り付けられた少なくとも１つのアキシャル空気スワーラ（６０）とを含む、パイロットミキサ（４２）と、
   前記燃焼室の上流に配置され、前記パイロットミキサの半径方向外側に位置しかつ該パイロットミキサに対して同心に整列され、燃料を噴射するように構成された少なくとも１つのスワーラ（１４０）を含み、前記少なくとも１つのスワーラを通してその内部に燃料を噴射される、メインミキサと、
   前記パイロットミキサと前記メインミキサとの間で延び、半径方向内側面（１０２）と半径方向外側面（１０４）とを含み、前記半径方向内側面が発散部分及び収束部分の少なくとも１つを含む、環状のセンタボデー（１０６）と、
   を含むことを特徴とする燃焼器（１６）。
2. 前記メインミキサの少なくとも１つのスワーラ（１４０）が、コニカル空気スワーラ及びサイクロン空気スワーラの少なくとも１つを含むことを特徴とする、請求項１に記載の燃焼器（１６）。
3. 前記メインミキサの少なくとも１つのスワーラ（１４０）が、該スワーラから前記パイロットミキサ（４２）に向けて燃料を半径方向内向きに向けるように構成されていることを特徴とする、請求項１に記載の燃焼器（１６）。
4. 前記パイロットミキサの少なくとも１つのスワーラ（６０）が、半径方向内側スワーラ（６２）と半径方向外側スワーラ（６４）とを含み、前記半径方向外側スワーラが、前記半径方向内側スワーラと前記環状のセンタボデー（１０６）との間で延びることを特徴とする、請求項１に記載の燃焼器（１６）。
5. 前記環状のセンタボデーの半径方向内側面（１０２）が、前記パイロットミキサ中心体（５４）の下流にベンチュリスロート（１０７）を形成していることを特徴とする、請求項１に記載の燃焼器（１６）。
6. 前記環状のセンタボデー（１０６）が、前記メインミキサ（４４）内に燃料を半径方向外向きに噴射するように構成された複数の燃料噴射口（９８）を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載の燃焼器（１６）。
7. 燃焼器（１６）を含むガスタービンエンジン（１０）であって、前記燃焼器が、燃焼室（５０）と前記燃焼室の上流に位置して該燃焼器からのエミッションを制御するようになっているミキサ組立体（４１）とを含み、前記ミキサ組立体が、パイロットミキサ（４２）とメインミキサ（４４）とを含み、前記パイロットミキサが、パイロット中心体（５４）と前記パイロット中心体の上流に位置しかつ該パイロット中心体の半径方向外側に配置された複数のスワーラ（６０）とを含み、前記メインミキサが、前記パイロットミキサの半径方向外側に位置しかつ該パイロットミキサに対して同心に整列され、それを通して前記燃焼室に向けて燃料を噴射するように構成された少なくとも１つのスワーラ（１４０）を含むことを特徴とするガスタービンエンジン（１０）。
8. 前記燃焼器（１６）が、前記パイロットミキサ（４２）と前記メインミキサ（４４）との間で延びる環状のセンタボデー（１０６）を更に含み、前記センタボデーが、半径方向内側面（１０２）と半径方向外側面（１０４）とを含み、前記半径方向内側面が、発散部分と収束部分とを含むことを特徴とする、請求項７に記載のガスタービンエンジン（１０）。
9. 前記燃焼器のメインミキサの少なくとも１つのスワーラ（１４０）が、コニカル空気スワーラ及びサイクロン空気スワーラの少なくとも１つを含むことを特徴とする、請求項７に記載のガスタービンエンジン（１０）。
10. 前記燃焼器のパイロットミキサの少なくとも１つのスワーラ（６０）が、半径方向内側スワーラ（６２）と半径方向外側スワーラ（６４）とを含み、前記半径方向内側スワーラが、前記半径方向外側スワーラと前記パイロットミキサのセンタボデー（１０６）との間で延びていることを特徴とする、請求項７に記載のガスタービンエンジン（１０）。

Images