JP2564022B2 - ガスタービンの燃焼器 - Google Patents
ガスタービンの燃焼器Info
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- JP2564022B2 JP2564022B2 JP2149688A JP14968890A JP2564022B2 JP 2564022 B2 JP2564022 B2 JP 2564022B2 JP 2149688 A JP2149688 A JP 2149688A JP 14968890 A JP14968890 A JP 14968890A JP 2564022 B2 JP2564022 B2 JP 2564022B2
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- Japan
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- combustion chamber
- fuel
- burner
- pilot burner
- combustion
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Description
【発明の詳細な説明】 （産業上の利用分野） 本発明は、性能を低下させることなく、大幅な低NOX
化を達成することのできるガスタービンの燃焼器に関す
るものである。
化を達成することのできるガスタービンの燃焼器に関す
るものである。
（従来の技術） ガスタービンにおいては、排ガス組成に関して厳しい
環境保護基準が設けられており、特に窒素酸化物（N
OX）排出量の低減が望まれている。
環境保護基準が設けられており、特に窒素酸化物（N
OX）排出量の低減が望まれている。
従来において、NOXの低減は、燃焼室内に水又は蒸気
を噴射して火炎温度を下げることにより行なわれてい
た。しかしこの方法では次のような問題があった。即
ち、水を噴射する場合には、水に与えたエネルギーが排
ガスとなって損失となるため燃費が悪くなる。また水及
び蒸気を噴射する場合には、水質が悪いとタービン等を
腐蝕させてエンジンの寿命を低下させるので水の前処理
を行なう必要があり、初期投資以外にも継続管理費が必
要となる。
を噴射して火炎温度を下げることにより行なわれてい
た。しかしこの方法では次のような問題があった。即
ち、水を噴射する場合には、水に与えたエネルギーが排
ガスとなって損失となるため燃費が悪くなる。また水及
び蒸気を噴射する場合には、水質が悪いとタービン等を
腐蝕させてエンジンの寿命を低下させるので水の前処理
を行なう必要があり、初期投資以外にも継続管理費が必
要となる。
（発明が解決しようとする問題点） ところで、水や蒸気を用いない方法であり、しかも性
能を低下させることなく、大幅な低NOX化を達成するこ
とのできる方法として、燃料を空気と予め混合した後に
燃焼室内に噴出して燃焼させる予混合燃焼方式が知られ
ている。
能を低下させることなく、大幅な低NOX化を達成するこ
とのできる方法として、燃料を空気と予め混合した後に
燃焼室内に噴出して燃焼させる予混合燃焼方式が知られ
ている。
しかし予混合燃焼方式を実用化するには次のような問
題があった。
題があった。
低NOXで安定燃焼する範囲が狭いため、負荷の全作動
範囲にて低NOXで安定燃焼させるためには、可変機構付
の空気流量制御方式、又は可変機構無のマルチバーナ方
式の燃料制御方式を採用しなければならない。しかし空
気流量制御方式では、空気バイパス用の可変機構を設け
るため制御装置が複雑となり、また可変機構の信頼性が
問題となる。燃料制御方式では、燃料ノズルをマルチ化
するため構造が複雑となり、中小型ではターンダウン比
を大きくとりにくい。従って全作動範囲にて低NOXで安
定燃焼させるのは困難である。
範囲にて低NOXで安定燃焼させるためには、可変機構付
の空気流量制御方式、又は可変機構無のマルチバーナ方
式の燃料制御方式を採用しなければならない。しかし空
気流量制御方式では、空気バイパス用の可変機構を設け
るため制御装置が複雑となり、また可変機構の信頼性が
問題となる。燃料制御方式では、燃料ノズルをマルチ化
するため構造が複雑となり、中小型ではターンダウン比
を大きくとりにくい。従って全作動範囲にて低NOXで安
定燃焼させるのは困難である。
低NOX燃焼を行なうには、燃料と空気を充分混合した
上で燃焼させなければならないが、高圧の実機条件では
予混合部へ逆火が生じ、焼損する場合が多い。
上で燃焼させなければならないが、高圧の実機条件では
予混合部へ逆火が生じ、焼損する場合が多い。
急激な負荷変動時に炎が消える恐れがある。
本発明は、簡単に負荷の全作動範囲にて低NOXで安定
燃焼させることができるとともに、急激な負荷変動があ
っても保炎でき、更には予混合部への逆火を概ね防止で
き、更には燃焼室冷却機構による予混合燃焼の効率悪化
を防止できるガスタービンの燃焼器を提供することを目
的とする。
燃焼させることができるとともに、急激な負荷変動があ
っても保炎でき、更には予混合部への逆火を概ね防止で
き、更には燃焼室冷却機構による予混合燃焼の効率悪化
を防止できるガスタービンの燃焼器を提供することを目
的とする。
（問題点を解決するための手段） 本発明は、燃料を直接燃焼室内に噴出する１個の拡散
燃焼式のパイロットバーナを燃焼室の上流側の中心に設
け、燃料を空気と混合させた後に燃焼室内に噴出する４
個以上の予混合燃焼式の予混合バーナをパイロットバー
ナの周囲にパイロットバーナに近接して設け、着火させ
る予混合バーナの数を負荷の変動に応じて変えるように
した、ガスタービンの燃焼器であって、次の構成を採用
している。
燃焼式のパイロットバーナを燃焼室の上流側の中心に設
け、燃料を空気と混合させた後に燃焼室内に噴出する４
個以上の予混合燃焼式の予混合バーナをパイロットバー
ナの周囲にパイロットバーナに近接して設け、着火させ
る予混合バーナの数を負荷の変動に応じて変えるように
した、ガスタービンの燃焼器であって、次の構成を採用
している。
予混合バーナは、燃焼室側の端部に旋回スワーラが設
けられた空気流入管内に、分散型ノズルを有する燃料管
が燃焼室とは反対側から挿入されて構成されており、分
散型ノズルは、燃料管の半径方向に放射状に延び且つ先
端の閉じた複数のパイプに多数の噴孔が形成されて構成
されており、分散型ノズルは旋回スワーラの近傍に位置
している。
けられた空気流入管内に、分散型ノズルを有する燃料管
が燃焼室とは反対側から挿入されて構成されており、分
散型ノズルは、燃料管の半径方向に放射状に延び且つ先
端の閉じた複数のパイプに多数の噴孔が形成されて構成
されており、分散型ノズルは旋回スワーラの近傍に位置
している。
予混合バーナは、燃焼室側の端部に旋回スワーラが設
けられた空気流入管内に、邪魔板及び多数の噴孔を有す
る燃料管が燃焼室とは反対側から挿入されて構成されて
おり、邪魔板は、燃料管の長手方向の少なくとも２箇所
にて燃料管の半径方向に放射状に突出した複数の突出部
により流れる空気が蛇行するよう構成されており、噴孔
は、旋回スワーラの近傍の且つ邪魔板より上流側の燃料
管周面に形成されている。
けられた空気流入管内に、邪魔板及び多数の噴孔を有す
る燃料管が燃焼室とは反対側から挿入されて構成されて
おり、邪魔板は、燃料管の長手方向の少なくとも２箇所
にて燃料管の半径方向に放射状に突出した複数の突出部
により流れる空気が蛇行するよう構成されており、噴孔
は、旋回スワーラの近傍の且つ邪魔板より上流側の燃料
管周面に形成されている。
パイロットバーナは、燃焼室側の端部に旋回スワーラ
が設けられた空気流入管内に、先端部に噴孔を有する燃
料管が燃焼室とは反対側から挿入されて構成されてお
り、燃料管には更に上流側に噴孔が設けられている。
が設けられた空気流入管内に、先端部に噴孔を有する燃
料管が燃焼室とは反対側から挿入されて構成されてお
り、燃料管には更に上流側に噴孔が設けられている。
（作用） パイロットバーナに着火した炎は予混合バーナに移
り、予混合バーナにより予混合燃焼が行なわれる。パイ
ロットバーナは拡散燃焼式であるので、保炎は良好に行
なわれる。予混合バーナはパイロットバーナに近接して
いるため、火移りは容易に行なわれる。着火する予混合
バーナの数を変えると、予混合バーナの１本当たりの等
量比が負荷の変動に応じて変わり、負荷の変動に応じて
低NOXで高い燃焼効率の燃焼が維持される。
り、予混合バーナにより予混合燃焼が行なわれる。パイ
ロットバーナは拡散燃焼式であるので、保炎は良好に行
なわれる。予混合バーナはパイロットバーナに近接して
いるため、火移りは容易に行なわれる。着火する予混合
バーナの数を変えると、予混合バーナの１本当たりの等
量比が負荷の変動に応じて変わり、負荷の変動に応じて
低NOXで高い燃焼効率の燃焼が維持される。
予混合バーナにおいて、燃料は分散型ノズルから分散
されて噴出されるため、空気と充分に混合されて燃焼室
に噴出される。または燃料は噴孔から噴出されて空気と
共に邪魔板を蛇行しながら流れるので、空気と充分に混
合されて燃焼室に噴出される。
されて噴出されるため、空気と充分に混合されて燃焼室
に噴出される。または燃料は噴孔から噴出されて空気と
共に邪魔板を蛇行しながら流れるので、空気と充分に混
合されて燃焼室に噴出される。
パイロットバーナでは、上流側の噴孔から噴出された
燃料が予混合燃焼される。
燃料が予混合燃焼される。
（実施例） 以下、本発明の実施例を図に基づいて説明する。第１
図は本発明のガスタービンの燃焼器を示す断面図、第２
図は第１図のII−II断面図である。両図において、11は
円筒状の外筒、20は外筒11内に収納された燃焼室であ
る。外筒11はエンジン側（第１図の右側）のフランジ11
aにてエンジン（図示せず）の外壁13のフランジ13aにボ
ルト固定されている。また外筒11のエンジンとは反対側
（第１図の左側）は蓋板12で塞がれている。円筒状の燃
焼室20のエンジンとは反対側は蓋21で塞がれている。
図は本発明のガスタービンの燃焼器を示す断面図、第２
図は第１図のII−II断面図である。両図において、11は
円筒状の外筒、20は外筒11内に収納された燃焼室であ
る。外筒11はエンジン側（第１図の右側）のフランジ11
aにてエンジン（図示せず）の外壁13のフランジ13aにボ
ルト固定されている。また外筒11のエンジンとは反対側
（第１図の左側）は蓋板12で塞がれている。円筒状の燃
焼室20のエンジンとは反対側は蓋21で塞がれている。
30は燃料を直接燃焼室20内に拡散させて噴出する拡散
燃焼式のパイロットバーナ、40は燃料を空気と混合させ
た後に燃焼室20内に拡散させて噴出する予混合式の予混
合バーナである。パイロットバーナ30は燃焼室20の上流
側の中心に１個だけ設けられている。予混合バーナ40は
第２図に示すように、燃焼室20の上流側にパイロットバ
ーナ30を囲んで且つパイロットバーナ30に近接して８個
（40a〜40h）が均等に配置して設けられている。両バー
ナ30、40共に、蓋板12を貫通し、先端が燃焼室20の蓋21
を貫通して燃焼室20内に位置するよう設けられており、
パイロットバーナ30の先端は予混合バーナ40の先端より
L1だけ燃焼室20側に突出している。なおL1は、後述する
ように所定の大きさの範囲内に設定されている。
燃焼式のパイロットバーナ、40は燃料を空気と混合させ
た後に燃焼室20内に拡散させて噴出する予混合式の予混
合バーナである。パイロットバーナ30は燃焼室20の上流
側の中心に１個だけ設けられている。予混合バーナ40は
第２図に示すように、燃焼室20の上流側にパイロットバ
ーナ30を囲んで且つパイロットバーナ30に近接して８個
（40a〜40h）が均等に配置して設けられている。両バー
ナ30、40共に、蓋板12を貫通し、先端が燃焼室20の蓋21
を貫通して燃焼室20内に位置するよう設けられており、
パイロットバーナ30の先端は予混合バーナ40の先端より
L1だけ燃焼室20側に突出している。なおL1は、後述する
ように所定の大きさの範囲内に設定されている。
第３図に拡大して示すように、パイロットバーナ30に
おいて、31は空気流入管、32は内筒、33は燃料管、34は
燃料供給管である。空気流入管31の燃焼室20側の先端30
aはテーパ状に開いている。そして空気流入管31の燃焼
室20側の端部には円環状の旋回スワーラ35が内嵌されて
いる。旋回スワーラ35は半径方向に延びた羽根が空気流
入管31の長手方向に対して所定の角度だけ傾けられた状
態で円周方向に並設されて構成されている。内筒32は空
気流入管31内に挿入され、先端部が旋回スワーラ35に内
嵌されている。内筒32は台座32aを介して蓋板12にボル
ト固定されている。燃料管33は内筒32に内嵌されてお
り、先端部には多孔ノズル36が固定されている。多孔ノ
ズル36の噴孔36aは斜め外向きに且つ第４図に示すよう
に円周方向に複数個が均等に配置されて形成されてい
る。なお第４図は第３図の多孔ノズル36をIV方向から見
た図である。また空気流入管31の流入口31bより少し燃
焼室20側寄りの燃料管33の周面には多数の噴孔33aが形
成されている。なお内筒32の周面にも噴孔33aに連通す
る孔32bが形成されている。
おいて、31は空気流入管、32は内筒、33は燃料管、34は
燃料供給管である。空気流入管31の燃焼室20側の先端30
aはテーパ状に開いている。そして空気流入管31の燃焼
室20側の端部には円環状の旋回スワーラ35が内嵌されて
いる。旋回スワーラ35は半径方向に延びた羽根が空気流
入管31の長手方向に対して所定の角度だけ傾けられた状
態で円周方向に並設されて構成されている。内筒32は空
気流入管31内に挿入され、先端部が旋回スワーラ35に内
嵌されている。内筒32は台座32aを介して蓋板12にボル
ト固定されている。燃料管33は内筒32に内嵌されてお
り、先端部には多孔ノズル36が固定されている。多孔ノ
ズル36の噴孔36aは斜め外向きに且つ第４図に示すよう
に円周方向に複数個が均等に配置されて形成されてい
る。なお第４図は第３図の多孔ノズル36をIV方向から見
た図である。また空気流入管31の流入口31bより少し燃
焼室20側寄りの燃料管33の周面には多数の噴孔33aが形
成されている。なお内筒32の周面にも噴孔33aに連通す
る孔32bが形成されている。
第５図は予混合バーナ40の拡大断面図である。41は空
気流入管、42は燃料管である。空気流入管41の燃焼室20
側の端部には円環状の旋回スワーラ43が内嵌されてい
る。旋回スワーラ43の構造は旋回スワーラ35と同様であ
る。燃料管42は、先端に分散型ノズル44を有しており、
先端部が空気流入管41内に挿入されている。分散型ノズ
ル44は旋回スワーラ43の近傍に位置しており、両者の間
隔は狭くなっている。分散型ノズル44は第５図及び第５
図のVI−VI断面図である第６図に示すように、燃料管42
の半径方向に放射状に延び且つ先端が閉じた６本の突出
パイプ44aに、多数の噴孔44bが形成されて構成されてい
る。噴孔44bは全てが燃料管42に対して直角な平面に位
置するよう形成されている。
気流入管、42は燃料管である。空気流入管41の燃焼室20
側の端部には円環状の旋回スワーラ43が内嵌されてい
る。旋回スワーラ43の構造は旋回スワーラ35と同様であ
る。燃料管42は、先端に分散型ノズル44を有しており、
先端部が空気流入管41内に挿入されている。分散型ノズ
ル44は旋回スワーラ43の近傍に位置しており、両者の間
隔は狭くなっている。分散型ノズル44は第５図及び第５
図のVI−VI断面図である第６図に示すように、燃料管42
の半径方向に放射状に延び且つ先端が閉じた６本の突出
パイプ44aに、多数の噴孔44bが形成されて構成されてい
る。噴孔44bは全てが燃料管42に対して直角な平面に位
置するよう形成されている。
第１図において、51は点火栓、52は空気圧縮機（図示
せず）に通じる隙間である。またパイロットバーナ30の
予混合バーナ40に対する上述した突出量L1は、予混合バ
ーナ40の空気流入管41の内径の２倍以内に設定されてい
る。L1は、旋回スワーラ35、43の先端間の距離である。
せず）に通じる隙間である。またパイロットバーナ30の
予混合バーナ40に対する上述した突出量L1は、予混合バ
ーナ40の空気流入管41の内径の２倍以内に設定されてい
る。L1は、旋回スワーラ35、43の先端間の距離である。
また燃焼室20の側壁は第７図に拡大して示すように、
外壁61と内壁62とからなる二重構造となっており、両壁
61、62間には隙間がある。また両壁61、62には多数の貫
通孔61a、62aが上流側に偏って規則正しい配列で（第１
図）形成されている。なお貫通孔61aと貫通孔62aとは両
壁61、62に対して直角方向（第７図の上下方向）から見
た場合に重ならないよう形成されている。これにより燃
焼室20の冷却機構が構成されている。
外壁61と内壁62とからなる二重構造となっており、両壁
61、62間には隙間がある。また両壁61、62には多数の貫
通孔61a、62aが上流側に偏って規則正しい配列で（第１
図）形成されている。なお貫通孔61aと貫通孔62aとは両
壁61、62に対して直角方向（第７図の上下方向）から見
た場合に重ならないよう形成されている。これにより燃
焼室20の冷却機構が構成されている。
このような構成の燃焼器では、パイロットバーナ30に
おいては、空気圧縮機からの圧縮空気は隙間52を通って
空気流入管31に矢印Ａのように流入し、旋回スワーラ35
を通って燃焼室20内に渦巻きながら拡がる。また燃料管
33に供給された燃料はその多くが多孔ノズル36の噴孔36
aから噴出される。噴孔36aから噴出された燃料は旋回ス
ワーラ35を通ってきた空気により噴出された瞬間に拡散
される。旋回スワーラ35を通ってきた空気は渦巻きなら
が拡がっていくので、その渦巻きの中心部には安定した
保炎部が生じる。なお燃料管33内の燃料は噴孔33aから
も噴出されるが、この燃料は空気流入管31内にて空気と
混合された後に旋回スワーラ35を通って燃焼室20内に噴
出される。一方、予混合バーナ40においては、隙間52を
通ってきた圧縮空気は空気流入管41に矢印Ｂのように流
入する。燃料管42に供給された燃料は分散型ノズル44の
噴孔44bから噴出される。噴孔44bから噴出された燃料は
空気と混合された後に旋回スワーラ43を通って燃焼室20
内に拡散されて噴出される。このとき燃料管42内の燃料
は、分散型ノズル44により空気流入管41内に分散されて
噴出されるので、噴孔44bから旋回スワーラ43までの距
離が短くても空気と充分に混合される。点火栓51により
パイロットバーナ30への着火が行なわれると、予混合バ
ーナ40はパイロットバーナ30に近接しているため、予混
合バーナ40も容易に着火する。こうして燃焼室20内で燃
料が燃焼され、エンジンを駆動する高圧の燃焼ガスが生
じる。
おいては、空気圧縮機からの圧縮空気は隙間52を通って
空気流入管31に矢印Ａのように流入し、旋回スワーラ35
を通って燃焼室20内に渦巻きながら拡がる。また燃料管
33に供給された燃料はその多くが多孔ノズル36の噴孔36
aから噴出される。噴孔36aから噴出された燃料は旋回ス
ワーラ35を通ってきた空気により噴出された瞬間に拡散
される。旋回スワーラ35を通ってきた空気は渦巻きなら
が拡がっていくので、その渦巻きの中心部には安定した
保炎部が生じる。なお燃料管33内の燃料は噴孔33aから
も噴出されるが、この燃料は空気流入管31内にて空気と
混合された後に旋回スワーラ35を通って燃焼室20内に噴
出される。一方、予混合バーナ40においては、隙間52を
通ってきた圧縮空気は空気流入管41に矢印Ｂのように流
入する。燃料管42に供給された燃料は分散型ノズル44の
噴孔44bから噴出される。噴孔44bから噴出された燃料は
空気と混合された後に旋回スワーラ43を通って燃焼室20
内に拡散されて噴出される。このとき燃料管42内の燃料
は、分散型ノズル44により空気流入管41内に分散されて
噴出されるので、噴孔44bから旋回スワーラ43までの距
離が短くても空気と充分に混合される。点火栓51により
パイロットバーナ30への着火が行なわれると、予混合バ
ーナ40はパイロットバーナ30に近接しているため、予混
合バーナ40も容易に着火する。こうして燃焼室20内で燃
料が燃焼され、エンジンを駆動する高圧の燃焼ガスが生
じる。
燃焼室20内での燃焼において、拡散燃焼は１個のパイ
ロットバーナ30によるだけであり、殆んどが予混合バー
ナ40による予混合燃焼であるので、NOX量は充分に低減
される。また予混合バーナ40においては、分散型ノズル
44から旋回スワーラ43までの距離が短くなっているの
で、火が空気流入管41に逆流する逆火は殆んど生じるこ
とはない。また燃焼室20の冷却は第７図に示す構造で行
なわれている。即ち、隙間52を通ってきた比較的低温の
空気が矢印Ｃに示すように、外壁61の貫通孔61aを通り
内壁62に衝突し、内壁62に沿って流れながら内壁62を冷
却し、貫通孔62aを通って燃焼室20内に流入する。燃焼
室20内に流入してきた空気は比較的高温となっているの
で、燃焼室20の側壁近くに位置している予混合バーナ40
の先端は比較的高温に晒されることとなり、予混合バー
ナ40における燃焼効率の悪化は防止される。なお貫通孔
61a、62aは燃焼室20の上流側に偏って設けられており、
燃料の燃焼により高温となる部分は確実に冷却されるよ
うになっている。またパイロットバーナ30の先端が予混
合バーナ40の先端よりもL1だけ突出しているので、予混
合バーナ40の先端近傍には燃焼室20内での燃料の燃焼に
より高温となったパイロットバーナ30の空気流入管31の
壁が位置している。従って予混合バーナ40の先端近傍は
高温に晒されており、予混合バーナ40における燃焼は効
率良く行なわれる。
ロットバーナ30によるだけであり、殆んどが予混合バー
ナ40による予混合燃焼であるので、NOX量は充分に低減
される。また予混合バーナ40においては、分散型ノズル
44から旋回スワーラ43までの距離が短くなっているの
で、火が空気流入管41に逆流する逆火は殆んど生じるこ
とはない。また燃焼室20の冷却は第７図に示す構造で行
なわれている。即ち、隙間52を通ってきた比較的低温の
空気が矢印Ｃに示すように、外壁61の貫通孔61aを通り
内壁62に衝突し、内壁62に沿って流れながら内壁62を冷
却し、貫通孔62aを通って燃焼室20内に流入する。燃焼
室20内に流入してきた空気は比較的高温となっているの
で、燃焼室20の側壁近くに位置している予混合バーナ40
の先端は比較的高温に晒されることとなり、予混合バー
ナ40における燃焼効率の悪化は防止される。なお貫通孔
61a、62aは燃焼室20の上流側に偏って設けられており、
燃料の燃焼により高温となる部分は確実に冷却されるよ
うになっている。またパイロットバーナ30の先端が予混
合バーナ40の先端よりもL1だけ突出しているので、予混
合バーナ40の先端近傍には燃焼室20内での燃料の燃焼に
より高温となったパイロットバーナ30の空気流入管31の
壁が位置している。従って予混合バーナ40の先端近傍は
高温に晒されており、予混合バーナ40における燃焼は効
率良く行なわれる。
そして、上記構成の燃焼器では、負荷の変動に応じて
着火させる予混合バーナ40の数を変えることにより、簡
単に負荷の全作動範囲にて低NOXで安定した燃焼が行な
われる。即ち、第８図に示すように、無負荷状態で予混
合バーナ40a及び40e（第２図）を着火するよう開けてお
き、負荷が増えるに従って予混合バーナ40b及び40f、次
いで予混合バーナ40c及び40g、次いで予混合バーナ40d
及び40hを開けていく。なお８個の予混合バーナ40は第
２図に示すように、円周方向に順に40a〜40hとする。こ
れにより第９図に示すように、負荷の全作動範囲にて低
NOXで高い燃焼効率の燃焼即ち安定した燃焼が行なわれ
る。なお第８図において、横軸は負荷の変動を示し、縦
軸は開けた予混合バーナを示す。また第９図において、
横軸は負荷及び空燃比（A/F）を示し、縦軸は排ガス中
のNOX含有率及び燃焼効率（ηｂ（％））を示す。第９
図において、予混合バーナ40a及び40eを開けた状態で無
負荷条件から負荷を増していくと、NOX含有率は●に示
すように、また燃焼効率は◆に示すように増加してい
く。この状態で更に負荷を増していくと、予混合バーナ
の等量比が１に近づいていくためNOXは大幅に増加し始
める。そこでNOXのピークを下げるために（例えば実機
運転時の最大NOX量が70ppm（16％O2）以下となるよう
に）、負荷が30％の付近で更に予混合バーナ40b及び40f
を開け、予混合バーナの１本当たりの等量比を0.6付近
まで下げる。これによりNOXが急激に下がり、NOXは▲に
示すように、また燃焼効率は▼に示すように変化する。
次に負荷が60％の付近で更に予混合バーナ40c及び40gを
開ける。これによりNOXは△に示すように、また燃焼効
率は▽に示すように変化する。最終的には負荷が70％で
更に予混合バーナ40d及び40hを開け、即ち全ての予混合
バーナを開ける。NOXは○に示すように、また燃焼効率
は◇に示すように変化する。このとき一般的に使われて
いるガスタービンの負荷範囲（70〜100％）でNOX排出量
は35ppm以下となる。このように負荷の変動に応じて着
火させる予混合バーナ40の数を変えることにより、簡単
に負荷の全作動範囲にて低NOXで安定した燃焼が行なわ
れる。そして急激な負荷の変化があっても、拡散燃焼方
式のパイロットバーナ30を用いているので、保炎は良好
に行なわれる。なお燃焼室20内での燃料の燃焼におい
て、負荷の増加に伴ないパイロットバーナ30により拡散
燃焼される燃料の割合は減少するが、高負荷条件で更に
その割合を減らすためにパイロットバーナ30の噴孔33a
からも燃料を噴出させて予混合燃焼させることにより、
更にNOX排出量が低減される。
着火させる予混合バーナ40の数を変えることにより、簡
単に負荷の全作動範囲にて低NOXで安定した燃焼が行な
われる。即ち、第８図に示すように、無負荷状態で予混
合バーナ40a及び40e（第２図）を着火するよう開けてお
き、負荷が増えるに従って予混合バーナ40b及び40f、次
いで予混合バーナ40c及び40g、次いで予混合バーナ40d
及び40hを開けていく。なお８個の予混合バーナ40は第
２図に示すように、円周方向に順に40a〜40hとする。こ
れにより第９図に示すように、負荷の全作動範囲にて低
NOXで高い燃焼効率の燃焼即ち安定した燃焼が行なわれ
る。なお第８図において、横軸は負荷の変動を示し、縦
軸は開けた予混合バーナを示す。また第９図において、
横軸は負荷及び空燃比（A/F）を示し、縦軸は排ガス中
のNOX含有率及び燃焼効率（ηｂ（％））を示す。第９
図において、予混合バーナ40a及び40eを開けた状態で無
負荷条件から負荷を増していくと、NOX含有率は●に示
すように、また燃焼効率は◆に示すように増加してい
く。この状態で更に負荷を増していくと、予混合バーナ
の等量比が１に近づいていくためNOXは大幅に増加し始
める。そこでNOXのピークを下げるために（例えば実機
運転時の最大NOX量が70ppm（16％O2）以下となるよう
に）、負荷が30％の付近で更に予混合バーナ40b及び40f
を開け、予混合バーナの１本当たりの等量比を0.6付近
まで下げる。これによりNOXが急激に下がり、NOXは▲に
示すように、また燃焼効率は▼に示すように変化する。
次に負荷が60％の付近で更に予混合バーナ40c及び40gを
開ける。これによりNOXは△に示すように、また燃焼効
率は▽に示すように変化する。最終的には負荷が70％で
更に予混合バーナ40d及び40hを開け、即ち全ての予混合
バーナを開ける。NOXは○に示すように、また燃焼効率
は◇に示すように変化する。このとき一般的に使われて
いるガスタービンの負荷範囲（70〜100％）でNOX排出量
は35ppm以下となる。このように負荷の変動に応じて着
火させる予混合バーナ40の数を変えることにより、簡単
に負荷の全作動範囲にて低NOXで安定した燃焼が行なわ
れる。そして急激な負荷の変化があっても、拡散燃焼方
式のパイロットバーナ30を用いているので、保炎は良好
に行なわれる。なお燃焼室20内での燃料の燃焼におい
て、負荷の増加に伴ないパイロットバーナ30により拡散
燃焼される燃料の割合は減少するが、高負荷条件で更に
その割合を減らすためにパイロットバーナ30の噴孔33a
からも燃料を噴出させて予混合燃焼させることにより、
更にNOX排出量が低減される。
（発明の効果） 以上のように本発明のガスタービンの燃焼器によれ
ば、 （１）１個の拡散燃焼式のパイロットバーナ30を燃焼室
20の上流側の中心に設け、８個の予混合燃焼式の予混合
バーナ40をパイロットバーナ30の周囲に設け、これによ
り燃焼室20での燃料の燃焼を行なうようにしたので、NO
X排出量を低減できる。しかも拡散燃焼式のパイロット
バーナ30を用いているので、保炎を良好に行なうことが
できる。更に全ての予混合バーナ40をパイロットバーナ
30に近接して設けたので、パイロットバーナ30から予混
合バーナ40への火移りを容易に行なわせることができ
る。そして燃焼させる予混合バーナ40の数を負荷の変動
に応じて変えるようにしたので、負荷の全作動範囲にて
低NOXで安定した燃焼を行なわせることができる。
ば、 （１）１個の拡散燃焼式のパイロットバーナ30を燃焼室
20の上流側の中心に設け、８個の予混合燃焼式の予混合
バーナ40をパイロットバーナ30の周囲に設け、これによ
り燃焼室20での燃料の燃焼を行なうようにしたので、NO
X排出量を低減できる。しかも拡散燃焼式のパイロット
バーナ30を用いているので、保炎を良好に行なうことが
できる。更に全ての予混合バーナ40をパイロットバーナ
30に近接して設けたので、パイロットバーナ30から予混
合バーナ40への火移りを容易に行なわせることができ
る。そして燃焼させる予混合バーナ40の数を負荷の変動
に応じて変えるようにしたので、負荷の全作動範囲にて
低NOXで安定した燃焼を行なわせることができる。
（２）分散型ノズル44を用いて燃料を噴出するよう予混
合バーナ40を構成したので、燃料を空気と充分に混合す
るのに長いスペースを不要とでき、噴孔44bと旋回スワ
ーラ43との距離を短くできる。従って予混合燃焼の際の
逆火を概ね防止できる。
合バーナ40を構成したので、燃料を空気と充分に混合す
るのに長いスペースを不要とでき、噴孔44bと旋回スワ
ーラ43との距離を短くできる。従って予混合燃焼の際の
逆火を概ね防止できる。
（３）パイロットバーナ30の上流側に噴孔33aを設けて
いるので、噴孔33aからも燃料を噴出させることによ
り、パイロットバーナ30に供給される燃料の一部を予混
合燃焼させることができ、パイロットバーナ30における
燃焼ガスのNOX量を低減することができる。
いるので、噴孔33aからも燃料を噴出させることによ
り、パイロットバーナ30に供給される燃料の一部を予混
合燃焼させることができ、パイロットバーナ30における
燃焼ガスのNOX量を低減することができる。
（別の実施例） 予混合バーナ40は第10図の構造のものを用いてもよ
い。第10図において、71は空気流入管、72は燃料管、73
は旋回スワーラである。燃料管72には長手方向の２箇所
に邪魔板74が設けられている。また邪魔板74の少し上流
側の燃料管72周面には多数の噴孔75が形成されており、
噴孔75から旋回スワーラ73までの距離は比較的短く設定
されている。邪魔板74は、燃料管72の半径方向に放射状
に突出した複数のパイプ74a、74bにより構成されてい
る。パイプ74a、74bは第10図のXI−XI断面図である第11
図に示すように、それぞれ４本ずつが円周方向に90度の
角度をなすよう設けられ、且つパイプ74aと74bとがXI方
向に見て重なることのないよう設けられている。このた
め噴孔75から噴出された燃料はパイプ74a、74bに衝突し
ながら流れることにより、蛇行して流れる。従って噴孔
75から旋回スワーラ73までの距離が短くても、燃料は空
気と充分に混合される。そして噴孔75から旋回スワーラ
73までの距離が短いので、予混合燃焼における逆火が防
止される。
い。第10図において、71は空気流入管、72は燃料管、73
は旋回スワーラである。燃料管72には長手方向の２箇所
に邪魔板74が設けられている。また邪魔板74の少し上流
側の燃料管72周面には多数の噴孔75が形成されており、
噴孔75から旋回スワーラ73までの距離は比較的短く設定
されている。邪魔板74は、燃料管72の半径方向に放射状
に突出した複数のパイプ74a、74bにより構成されてい
る。パイプ74a、74bは第10図のXI−XI断面図である第11
図に示すように、それぞれ４本ずつが円周方向に90度の
角度をなすよう設けられ、且つパイプ74aと74bとがXI方
向に見て重なることのないよう設けられている。このた
め噴孔75から噴出された燃料はパイプ74a、74bに衝突し
ながら流れることにより、蛇行して流れる。従って噴孔
75から旋回スワーラ73までの距離が短くても、燃料は空
気と充分に混合される。そして噴孔75から旋回スワーラ
73までの距離が短いので、予混合燃焼における逆火が防
止される。
設ける予混合バーナ40の数は８個に限らないが、４個
以上が望ましい。
以上が望ましい。
また上記実施例ではパイロットバーナ30の先端を予混
合バーナ40の先端よりL1だけ燃焼室20側に突出させてい
るが、これは必ずしも突出させる必要はない。あるいは
予混合バーナ40の先端をパイロットバーナ30の先端より
L1だけ燃焼室20側に突出させてもよい。
合バーナ40の先端よりL1だけ燃焼室20側に突出させてい
るが、これは必ずしも突出させる必要はない。あるいは
予混合バーナ40の先端をパイロットバーナ30の先端より
L1だけ燃焼室20側に突出させてもよい。
第１図は本発明のガスタービンの燃焼器を示す断面図、
第２図は第１図のII−II断面図、第３図はパイロットバ
ーナを示す拡大断面図、第４図は第３図の多孔ノズルを
IV方向から見て示す図、第５図は予混合バーナを示す拡
大断面図、第６図は第５図のVI−VI断面図、第７図は燃
焼室の側壁の冷却構造を示す断面図、第８図は８個の予
混合バーナの負荷に応じた切換えを示す図、第９図は第
８図の切換えに応じたNOX含有率及び燃焼効率の変化を
示す図、第10図は予混合バーナの別の例を示す拡大断面
図、第11図は第10図のXI−XI断面図である。20……燃焼
室、30……パイロットバーナ、40（40a〜40h）……予混
合バーナ、41、71……空気流入管、42、72……燃料管、
43、73……旋回スワーラ、44……分散型ノズル、44a…
…パイプ、44b……噴孔、61……外壁、62……内壁、61
a、62a……貫通孔、74……邪魔板
第２図は第１図のII−II断面図、第３図はパイロットバ
ーナを示す拡大断面図、第４図は第３図の多孔ノズルを
IV方向から見て示す図、第５図は予混合バーナを示す拡
大断面図、第６図は第５図のVI−VI断面図、第７図は燃
焼室の側壁の冷却構造を示す断面図、第８図は８個の予
混合バーナの負荷に応じた切換えを示す図、第９図は第
８図の切換えに応じたNOX含有率及び燃焼効率の変化を
示す図、第10図は予混合バーナの別の例を示す拡大断面
図、第11図は第10図のXI−XI断面図である。20……燃焼
室、30……パイロットバーナ、40（40a〜40h）……予混
合バーナ、41、71……空気流入管、42、72……燃料管、
43、73……旋回スワーラ、44……分散型ノズル、44a…
…パイプ、44b……噴孔、61……外壁、62……内壁、61
a、62a……貫通孔、74……邪魔板
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭64−63721（ＪＰ，Ａ) 特開 平３−260518（ＪＰ，Ａ) 実開 昭61−39270（ＪＰ，Ｕ) 米国特許4315406（ＵＳ，Ａ)
Claims (3)
- 【請求項１】燃料を直接燃焼室内に噴出する１個の拡散
燃焼式のパイロットバーナを燃焼室の上流側の中心に設
け、燃料を空気と混合させた後に燃焼室内に噴出する４
個以上の予混合燃焼式の予混合バーナをパイロットバー
ナの周囲にパイロットバーナに近接して設け、着火させ
る予混合バーナの数を負荷の変動に応じて変えるように
した、ガスタービンの燃焼器であって、 予混合バーナは、燃焼室側の端部に旋回スワーラが設け
られた空気流入管内に、分散型ノズルを有する燃料管が
燃焼室とは反対側から挿入されて構成されており、分散
型ノズルは、燃料管の半径方向に放射状に延び且つ先端
の閉じた複数のパイプに多数の噴孔が形成されて構成さ
れており、分散型ノズルは旋回スワーラの近傍に位置し
ていることを特徴とするガスタービンの燃焼器。 - 【請求項２】燃料を直接燃焼室内に噴出する１個の拡散
燃焼式のパイロットバーナを燃焼室の上流側の中心に設
け、燃料を空気と混合させた後に燃焼室内に噴出する４
個以上の予混合燃焼式の予混合バーナをパイロットバー
ナの周囲にパイロットバーナに近接して設け、着火させ
る予混合バーナの数を負荷の変動に応じて変えるように
した、ガスタービンの燃焼器であって、 予混合バーナは、燃焼室側の端部に旋回スワーラが設け
られた空気流入管内に、邪魔板及び多数の噴孔を有する
燃料管が燃焼室とは反対側から挿入されて構成されてお
り、邪魔板は、燃料管の長手方向の少なくとも２箇所に
て燃料管の半径方向に放射状に突出した複数の突出部に
より流れる空気が蛇行するよう構成されており、噴孔
は、旋回スワーラの近傍の且つ邪魔板より上流側の燃料
管周面に形成されていることを特徴とするガスタービン
の燃焼器。 - 【請求項３】燃料を直接燃焼室内に噴出する１個の拡散
燃焼式のパイロットバーナを燃焼室の上流側の中心に設
け、燃料を空気と混合させた後に燃焼室内に噴出する４
個以上の予混合燃焼式の予混合バーナをパイロットバー
ナの周囲にパイロットバーナに近接して設け、着火させ
る予混合バーナの数を負荷の変動に応じて変えるように
した、ガスタービンの燃焼器であって、 パイロットバーナは、燃焼室側の端部に旋回スワーラが
設けられた空気流入管内に、先端部に噴孔を有する燃料
管が燃焼室とは反対側から挿入されて構成されており、
燃料管には更に上流側に噴孔が設けられていることを特
徴とするガスタービンの燃焼器。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2149688A JP2564022B2 (ja) | 1990-06-07 | 1990-06-07 | ガスタービンの燃焼器 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2149688A JP2564022B2 (ja) | 1990-06-07 | 1990-06-07 | ガスタービンの燃焼器 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0443220A JPH0443220A (ja) | 1992-02-13 |
| JP2564022B2 true JP2564022B2 (ja) | 1996-12-18 |
Family
ID=15480643
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2149688A Expired - Fee Related JP2564022B2 (ja) | 1990-06-07 | 1990-06-07 | ガスタービンの燃焼器 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2564022B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US12055296B2 (en) | 2022-01-28 | 2024-08-06 | Doosan Enerbility Co., Ltd. | Combustor nozzle, combustor, and gas turbine including same |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH04124520A (ja) * | 1990-09-14 | 1992-04-24 | Hitachi Ltd | ガスタービン燃焼器 |
| JP2759722B2 (ja) * | 1992-05-20 | 1998-05-28 | 川崎重工業株式会社 | ガスタ−ビンの燃焼制御装置 |
| JP3986685B2 (ja) * | 1998-09-01 | 2007-10-03 | 本田技研工業株式会社 | ガスタービンエンジン用燃焼器 |
| JP4605685B2 (ja) * | 2001-02-22 | 2011-01-05 | 株式会社Ｉｈｉ | ガスタービン用低ＮＯｘ燃焼器 |
| JP2003074853A (ja) | 2001-08-28 | 2003-03-12 | Honda Motor Co Ltd | ガスタービン・エンジンの燃焼器 |
| US7395670B1 (en) * | 2005-02-18 | 2008-07-08 | Praxair Technology, Inc. | Gas turbine fuel preparation and introduction method |
| CN101688670B (zh) * | 2007-07-09 | 2013-05-15 | 西门子公司 | 燃气轮机燃烧器 |
| US8505304B2 (en) * | 2008-12-01 | 2013-08-13 | General Electric Company | Fuel nozzle detachable burner tube with baffle plate assembly |
| JP5193088B2 (ja) * | 2009-02-20 | 2013-05-08 | 三菱重工業株式会社 | 燃焼器及びガスタービン |
| CN115803566A (zh) * | 2020-06-26 | 2023-03-14 | 三菱重工业株式会社 | 燃料喷射器、具备该燃料喷射器的燃烧器及具备该燃烧器的燃气轮机 |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4315406A (en) | 1979-05-01 | 1982-02-16 | Rolls-Royce Limited | Perforate laminated material and combustion chambers made therefrom |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6139270U (ja) * | 1984-08-13 | 1986-03-12 | 三菱重工業株式会社 | 予混合燃焼法による燃焼器 |
| JP2528894B2 (ja) * | 1987-09-04 | 1996-08-28 | 株式会社日立製作所 | ガスタ―ビン燃焼器 |
| JPH03260518A (ja) * | 1990-03-08 | 1991-11-20 | Advance Koojienereeshiyon Syst Gijutsu Kenkyu Kumiai | ガスタービン触媒燃焼システム |
-
1990
- 1990-06-07 JP JP2149688A patent/JP2564022B2/ja not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4315406A (en) | 1979-05-01 | 1982-02-16 | Rolls-Royce Limited | Perforate laminated material and combustion chambers made therefrom |
Cited By (1)
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|---|---|---|---|---|
| US12055296B2 (en) | 2022-01-28 | 2024-08-06 | Doosan Enerbility Co., Ltd. | Combustor nozzle, combustor, and gas turbine including same |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0443220A (ja) | 1992-02-13 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |