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WO2014141397A1 - ガスタービン燃焼器 - Google Patents

ガスタービン燃焼器 Download PDF

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Publication number
WO2014141397A1
WO2014141397A1 PCT/JP2013/056905 JP2013056905W WO2014141397A1 WO 2014141397 A1 WO2014141397 A1 WO 2014141397A1 JP 2013056905 W JP2013056905 W JP 2013056905W WO 2014141397 A1 WO2014141397 A1 WO 2014141397A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
fuel
air
gas turbine
air hole
turbine combustor
Prior art date
Application number
PCT/JP2013/056905
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
一幾 阿部
小金沢　知己
圭祐 三浦
Original Assignee
株式会社日立製作所
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 株式会社日立製作所 filed Critical 株式会社日立製作所
Priority to JP2015505137A priority Critical patent/JP5948489B2/ja
Priority to CN201380074598.2A priority patent/CN105229379B/zh
Priority to EP13877469.0A priority patent/EP2975325B1/en
Priority to PCT/JP2013/056905 priority patent/WO2014141397A1/ja
Priority to US14/772,535 priority patent/US10060625B2/en
Publication of WO2014141397A1 publication Critical patent/WO2014141397A1/ja

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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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • 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
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
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    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged combustion

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine combustor.
  • premixed combustion is a combustion method in which an air-fuel mixture in which fuel and air are mixed in advance is supplied to the gas turbine combustor for combustion in order to reduce NOx emissions.
  • a gas turbine combustor that employs premixed combustion includes a burner that includes a premixer that preliminarily mixes fuel and air, and a combustion chamber that is located downstream of the burner and burns fuel mixed with air. ing.
  • Premixed combustion is effective in reducing NOx because the flame temperature becomes uniform, but the combustion rate increases as the air temperature rises or the hydrogen content in the fuel increases. The possibility of a backfire that causes the flame to flow back unexpectedly increases. For this reason, there is an increasing demand for a gas turbine combustor that has both NOx emission reduction and resistance to flashback.
  • a gas turbine combustor having both NOx emission suppression and flashback resistance is provided with a porous coaxial burner in which a plurality of fuel nozzles and a plurality of air holes are arranged coaxially, and the fuel and air are coaxially arranged by the burner.
  • Japanese Patent No. 3960166 discloses a technique related to a gas turbine combustor that supplies a jet to a combustion chamber and burns it.
  • the gas turbine combustor disclosed in this document can rapidly mix fuel and air at a very short distance compared to a gas turbine combustor that employs conventional premixed combustion. It is possible to achieve both suppression of fire and resistance to flashback.
  • fuel with a high hydrogen content such as coal gasification gas and coke oven gas and a high combustion rate has been dealt with by the diffusion combustion method, but it can also be applied to this type of fuel.
  • Japanese Patent No. 4838107 discloses a structure in which a plurality of coaxial jets of fuel and air are arranged concentrically from the burner center. In this structure, a plurality of coaxial jets of fuel and air are grouped concentrically. This method of increasing or decreasing the coaxial jet supplying the fuel in the radial direction in response to the increase or decrease of the load of the gas turbine is called fuel staging.
  • the center of the burner forms a swirling flow to ensure combustion stability, and the outer periphery of the burner burns with low NOx by lean combustion. Therefore, combustion stability and low NOx combustion are achieved. It is possible to achieve both.
  • An object of the present invention is to provide a premixed combustion type gas turbine combustor capable of achieving both stable combustion at the center of the burner and low NOx combustion at the outer periphery of the burner.
  • the present invention provides a combustion chamber in which fuel and air are burned to generate combustion gas, a fuel header in which a plurality of fuel nozzles for ejecting fuel are disposed, and the plurality of fuels An air hole plate in which a plurality of air holes for injecting fuel and air injected from a nozzle into the combustion chamber are formed, and provided on the surface of the air hole plate on the combustion chamber side in connection with the air hole. Provided with a groove.
  • FIG. 3 is a partial structural diagram showing details of the arrangement state of a plurality of fuel nozzles 30, a base plate 32, and a swirl plate 33 constituting the burner 5 provided in the gas turbine combustor 2 shown in FIG. 1.
  • FIG. 3 is an enlarged view around a base plate 32 and a swivel plate 33 in FIG. 2. The figure which looked at the air hole plate which concerns on the 1st Embodiment of this invention from the downstream. The enlarged view of the area
  • FIG. 6 is a perspective view of an AA ′ cross section in FIG. 5.
  • FIG. 6 is a cross-sectional view schematically showing the flow of fuel and air with respect to the BB ′ cross section in FIG. 5.
  • FIG. 11 is a perspective view of an AA ′ cross section in FIG. 10.
  • FIG. 11 is a cross-sectional view schematically showing the flow of fuel and air with respect to the BB ′ cross section in FIG. 10.
  • FIG. 16 is a cross-sectional view schematically showing the flow of fuel and air with respect to the BB ′ cross section in FIG. 15.
  • channel 36 which concerns on the 3rd Embodiment of this invention.
  • channel 36 which concerns on the 3rd Embodiment of this invention.
  • FIG. 21 is an enlarged view of a part (part A) of the swivel plate 33 surrounded by a dashed-dotted rectangle in FIG. 20.
  • FIG. 22 is an enlarged view of one set (B portion) of the main burner 42 surrounded by a one-dot chain line circle in FIG. 21.
  • a gas turbine combustor according to a first embodiment of the present invention is a fuel in which a plurality of burners for mixing fuel and air and jetting and burning them into a combustion chamber and a plurality of fuel nozzles for jetting fuel are arranged.
  • a header an air hole plate in which a plurality of air holes are formed by mixing fuel and air and injected into the combustion chamber, and a plurality of fuel and air coaxial jets formed by coaxially arranging the fuel nozzle and air holes
  • a groove through which a part of the unburned premixed gas supplied from the air hole to the combustion chamber flows is provided downstream of the air hole, and the remaining amount of the space between the grooves is about several millimeters. It is characterized by.
  • FIG. 1 shows an overall configuration of a gas turbine plant 1000 for power generation provided with a gas turbine combustor 2 according to a first embodiment of the present invention.
  • a power generation gas turbine plant 1000 shown in FIG. 1 compresses intake air 100 to generate high-pressure air 101, fuel supplied through high-pressure air 101 generated by the compressor 1 and a fuel system 200.
  • the gas turbine combustor 2 that generates the high-temperature combustion gas 102, the turbine 3 that is driven by the high-temperature combustion gas 102 generated by the gas turbine combustor 2, and the rotation of the turbine 3.
  • a generator 20 for generating electric power.
  • the compressor 1, the turbine 3, and the generator 20 are connected to each other by an integral shaft 21, and the driving force obtained by driving the turbine 3 is transmitted to the compressor 1 and the generator 20 through the shaft 21. It has become.
  • the gas turbine combustor 2 is stored in the casing 4 of the gas turbine device. Further, a burner 5 is installed in the gas turbine combustor 2. Inside the gas turbine combustor 2 on the downstream side of the burner 5, high-pressure air 101 supplied from the compressor 1 and gas turbine combustion are provided. A substantially cylindrical combustor liner 10 that separates the high-temperature combustion gas 102 generated in the combustor 2 is disposed.
  • a flow sleeve 11 serving as an outer peripheral wall forming an air flow path through which the high-pressure air 101 flows from the compressor 1 to the gas turbine combustor 2 is disposed.
  • the combustor liner 10 has a diameter larger than that of the combustor liner 10 and is formed in a substantially concentric cylindrical shape.
  • an air-fuel mixture of high-pressure air 101 ejected from the burner 5 and fuel supplied through the fuel system 200 is combusted.
  • the tail cylinder inner cylinder 12 that guides the high-temperature combustion gas 102 generated in the combustion chamber 50 to the turbine 3. Is attached.
  • a tail cylinder outer cylinder 13 is disposed on the outer peripheral side of the tail cylinder inner cylinder 12 via a predetermined interval.
  • the air hole plates 32 and 33 which are the substantially disk-shaped plates which comprise are attached.
  • the air hole plate is constituted by a base plate 32 and a swivel plate 33, and a plurality of air holes 31 are provided in these air hole plates.
  • the swivel plate 33 is disposed facing the combustion chamber 50 formed inside the combustor liner 10.
  • the suction air 100 is compressed by the compressor 1 to become high-pressure air 101.
  • This high-pressure air 101 is supplied into the casing 4 and filled, and then formed between the tail cylinder inner cylinder 12 and the tail cylinder outer cylinder 13. It flows in into the made space and cools the tail cylinder inner cylinder 12 from the outer wall surface.
  • the high-pressure air 101 that has flowed down the space between the transition cylinder inner cylinder 12 and the transition cylinder outer cylinder 13 further passes through an annular flow path formed between the flow sleeve 11 and the combustor liner 10 to form a gas turbine combustor. Although it flows down to 2, it is used for the convection cooling of the combustor liner 10 installed in the gas turbine combustor 2 in the middle of this flow.
  • a part of the high-pressure air 101 flowing down an annular flow path formed between the flow sleeve 11 and the combustor liner 10 passes through a number of cooling holes provided in the wall surface of the combustor liner 10. 10 is used to cool the combustor liner 10. Then, the remaining high-pressure air 101 that has flowed down the annular flow path and was not used for film cooling of the combustor liner 10 is burned from a large number of air holes 31 provided in the burner 5 provided in the gas turbine combustor 2. Air is supplied into the combustor liner 10 as air.
  • the burner 5 includes an F1 fuel system 201 having an F1 fuel flow rate adjustment valve 211, an F2 fuel system 202 having an F2 fuel flow rate adjustment valve 212, an F3 fuel system 203 having an F3 fuel flow rate adjustment valve 213, and F4 Fuel is supplied from four fuel systems of the F4 fuel system 204 provided with the fuel flow control valve 214.
  • the four fuel systems 201, 202, 203, and 204 are branched from a fuel system 200 that includes a fuel cutoff valve (open / close valve) 210.
  • Fuel from the four fuel systems 201, 202, 203, 204 is introduced into the header 40 divided into four according to the radial distance from the central axis of the combustor liner 10, and the fuel nozzle 30 is supplied from the header 40. Is injected through.
  • the flow rate of the F1 fuel supplied to the burner 5 through the F1 fuel system 201 is adjusted by the F1 fuel flow rate adjustment valve 211.
  • the flow rate of the F2 fuel supplied to the burner 5 through the F2 fuel system 202 is adjusted by the F2 fuel flow rate adjustment valve 212.
  • the flow rate of the F3 fuel supplied to the burner 5 through the F3 fuel system 203 is adjusted by the F3 fuel flow rate adjustment valve 213.
  • the flow rate of the F4 fuel supplied to the burner 5 through the F4 fuel system 204 is adjusted by the F4 fuel flow rate adjustment valve 214.
  • the fuel flow rate adjusting valves 211 to 214 adjust the fuel flow rates of the F1 fuel to F4 fuel, respectively, to control the power generation amount of the gas turbine plant 1000.
  • FIG. 2 is a partial structural diagram showing details of the arrangement of the plurality of fuel nozzles 30, the base plate 32, and the swirl plate 33 constituting the burner 5 provided in the gas turbine combustor 2 shown in FIG.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view taken along the line AA ′ of FIG.
  • FIG. 3 is an enlarged view around the base plate 32 and the swivel plate 33 in FIG.
  • a plurality of fuel nozzles 30 are attached to the fuel header 40 in the burner 5 shown in FIG.
  • the plurality of fuel nozzles 30 are arranged along a plurality of circumferences having the same center and different radii. Here, they are arranged along eight circumferences having different radii, and when viewed in the radial direction, eight rows of annular fuel nozzle groups are arranged (see FIG. 4 later).
  • One air hole 31 is disposed on the fuel ejection side in the axial direction of each fuel nozzle 30 (on the downstream side in the fuel ejection direction). That is, one air hole 31 is arranged corresponding to one fuel nozzle 30.
  • Air (air jet) 35 can be jetted into the combustion chamber 50 as a coaxial jet.
  • Each air hole 31 is provided in accordance with the position of each fuel nozzle 30 with respect to two substantially disk-shaped plates (base plate 32 and swivel plate 33) forming the air hole plate.
  • the air holes 31 in the base plate 32 are formed in a right circular cylinder shape in which the two circles serving as end faces and the generatrix are orthogonal to each other, and the air holes 31 in the swivel plate 33 are formed as two circles serving as end faces.
  • the base plate 32 and the swivel plate 33 are attached to the fuel header 40 via the support 15.
  • the support 15 shown in FIG. 2 has a shape obtained by bending a flat plate. When the support 15 is formed in this way, the thermal elongation in the circumferential direction can be absorbed by the bending structure, so that the structural reliability can be improved.
  • the right cylindrical air hole 31 related to the base plate 32 is arranged coaxially with the corresponding fuel nozzle 30.
  • the slanted columnar air hole 31 related to the swirl plate 33 is a swirl air hole having a swivel angle, and one end (end face) of the air hole 31 related to the base plate 32 is the end (end face) of the air hole 31 related to the base plate 32 on the combustion chamber 50 side. ).
  • the other end portion (end surface on the combustion chamber 50 side) of the air hole 31 related to the swirl plate 33 is a circumference in which a plurality of air holes 31 are arranged with respect to one end portion of the air hole 31 related to the swirl plate 33. Is shifted in the tangential direction.
  • the center axis of the air hole 31 obtained by connecting the centers of the circles formed at both ends of the air hole 31 related to the swivel plate 33 is the center axis of the fuel nozzle 30 and the air related to the base plate 32.
  • the swivel plate 33 is formed obliquely so as to form a predetermined angle ⁇ ° with the central axis of the hole 31 or the direction of the central axis of the combustor liner 10 (in this case, “forms a predetermined angle”).
  • the angle ⁇ ° defines the jet direction of air from the air hole 31.
  • the fuel nozzle 30 and the air hole 31 related to the base plate 32 are arranged coaxially.
  • the central axes of the two do not need to be completely coincident with each other as long as a fuel and air jet can be formed.
  • the center axis may be shifted.
  • the high-pressure air 101 supplied to the gas turbine combustor 2 through the annular flow path formed between the flow sleeve 11 and the combustor liner 10 of the gas turbine combustor 2 by the coaxial jet structure as described above. 2 is supplied to the air holes 31 formed in the base plate 32 as the air jets 35 shown in FIG. 2, and the air holes formed in the swivel plate 33 by flowing down the air holes 31 of the base plate 32.
  • the gas is swirled by 31 and supplied to the combustion chamber 50.
  • the fuel and air are not mixed in the air holes 31 formed in the base plate 32, the fuel does not self-ignite and the base plate 32 and the swivel plate 33 are not melted, so that the reliability is high.
  • the gas turbine combustor 2 can be used.
  • the interface between fuel and air is increased and mixing is promoted, so that the amount of NOx generated during combustion of the gas turbine combustor 2 can be suppressed.
  • FIG. 4 is a view of the air hole plate (base plate 32 and swivel plate 33) according to the present embodiment as viewed from the downstream side.
  • a large number of air holes 31 (and a fuel nozzle 30 that forms a pair with the air holes 31 (not shown)) extend from the inner side to the outer side of the disk-like air hole plate.
  • the eight rows of annular air holes are concentrically arranged.
  • each air hole row included in the eight air hole rows will be referred to as a first row, a second row,..., An eighth row from the inside toward the outside, and each air row will be described separately. is there.
  • the burners forming the combustion part of the gas turbine combustor 2 are divided into four groups. Four rows on the center side (first row to fourth row) form the first group of combustion parts (F1 burners), and the fifth row forms the second group of combustion parts (F2 burners). Forms a third group of combustion parts (F3 burner), and two rows (seventh and eighth rows) on the outer peripheral side form a fourth group of combustion parts (F4 burner).
  • the F1 burner is supplied with fuel from an F1 fuel system 201 provided with an F1 fuel flow rate adjustment valve 211
  • the F2 burner is provided with an F2 fuel system 202 provided with an F2 fuel flow rate adjustment valve 212.
  • the F3 burner is supplied with fuel from an F3 fuel system 203 provided with an F3 fuel flow rate adjusting valve 213
  • the F4 burner is supplied with an F4 fuel system 204 provided with an F4 fuel flow rate adjusting valve 214.
  • Such a grouping structure of the fuel systems 201 to 204 enables fuel staging in which the number of fuel nozzles 30 that supply fuel is changed in stages with respect to changes in the fuel flow rate of the gas turbine, and combustion during gas turbine partial load operation It is possible to ensure stability and reduce NOx.
  • the distance between the two air holes 31 adjacent to each other (the distance between the holes) is set to a value larger than the flame extinguishing distance, so that the flame is attached to the gap to thereby stabilize the flame. It is strengthening.
  • the F2 burner, the F3 burner, and the F4 burner in order to perform low NOx combustion from the partial load condition to the rated load condition, no flame is attached to the gap formed by the two adjacent air holes 31, and the swivel plate 33 It is important to raise the flame downstream. Further, when the flow path suddenly expands from the air hole 31 to the combustion chamber 50, the fuel jet 34 and the air jet 35 coaxially jet the fuel and air rapidly. Therefore, when a flame is formed at a position away from the swivel plate 33 downstream, the premixed gas in which the fuel and air are sufficiently mixed is burned, so that low NOx combustion can be realized.
  • channel 36 connected with was provided.
  • the region where the groove 36 related to the F1 burner on the swivel plate 33 is not “first region”, and the region where the groove 36 related to the F2 burner, F3 burner and F4 burner is provided on the swivel plate 33 is referred to as “first region”.
  • the first region corresponds to a region where the radial distance from the center of the swivel plate 33 is less than a predetermined value
  • the second region corresponds to a region where the radial distance from the center of the swivel plate 33 is equal to or greater than the predetermined value
  • the groove 36 is provided so as to be located on the downstream side of the air ejection direction from the air hole 31 of the swivel plate 33.
  • the grooves 36 in the present embodiment are annularly provided on the swivel plate 33 in accordance with the arrangement direction of the air hole rows arranged in a circle, and the center is the same and the radius of the swivel plate 33 is the same.
  • Four different circumferentially shaped grooves 36 are provided.
  • the jet direction of the air from the air holes 31 related to the swirl plate 33 corresponds to the direction of the central axis of the air holes 31 related to the swirl plate 33 (which forms an angle ⁇ ° with the central axis of the fuel nozzle 30).
  • each air hole In the arrangement relationship between the groove 36 and the air hole 31, the direction of a straight line obtained by orthogonally projecting the central axis of the air hole 31 related to the swivel plate 33 to the swivel plate 33 (in the case of the present embodiment, each air hole
  • the grooves 36 may be provided with reference to the circumferential tangential direction of the row. Therefore, in the present embodiment, an annular groove 36 is provided in accordance with the arrangement direction of the air holes 31.
  • FIG. 5 is an enlarged view of a region surrounded by a dotted rectangle in FIG. 4, and FIG. 6 is a perspective view of the A-A ′ cross section in FIG.
  • the width W 36 of the groove 36 (the size of the groove 36 in the radial direction of the plates 32, 33) is the same size as the hole diameter of the air hole 31.
  • a width W37 (in the radial direction of the plates 32, 33) of a gap 37 (hereinafter, the gap may be referred to as “remaining portion”) formed by two adjacent grooves 36 in the radial direction of the plates 32, 33.
  • the size of the remaining portion 37 is set to a dimension equal to or less than the flame extinguishing distance, and is set to, for example, about several millimeters.
  • the depth D36 of the groove 36 with respect to the remaining portion 37 is the same as the width of the remaining portion 37, for example, about several millimeters. Is set.
  • FIG. 7 is a cross-sectional view schematically showing the flow of fuel and air with respect to the BB ′ cross section in FIG.
  • the fuel supplied from the fuel header 40 to the fuel nozzle 30 is injected from the ejection hole of the fuel nozzle 30 and flows down to the air hole 31 as a fuel jet 34.
  • the compressed air 101 supplied from the compressor 1 convectively cools the transition piece inner cylinder 12 and the combustor liner 10 and then flows into the air hole 31 as an air jet 35.
  • the air hole 31 related to the base plate 32 is a straight pipe (right cylinder), and the air hole 31 related to the swivel plate 33 downstream thereof is a diagonal pipe (oblique cylinder). Since mixing of the fuel jet 34 and the air jet 35 proceeds inside the air hole 31, the fuel and air are mixed in the vicinity of the outlet of the air hole 31 of the swirl plate 33 to become an unburned premixed gas. As described above, when the flow path suddenly expands from the air hole 31 to the combustion chamber 50, the mixing of fuel and air rapidly proceeds. Therefore, strictly speaking, near the outlet of the air hole 31, the fuel and air are Not completely mixed. However, here, the fuel / air mixture near the outlet of the air hole 31 is referred to as an unburned pre-mixture for convenience.
  • the unburned premixed gas swirled by the air holes 31 related to the swirling plate 33 flows into the combustion chamber 50 as the unburned premixed gas main flow 38 and burns.
  • the unburned premixed gas side flow 39 which is a part of the unburned premixed gas, flows down along the groove 36 by the momentum of the swirling component.
  • the unburned premixed gas side flow 39 that has flowed into the groove 36 flows in the circumferential direction along the circumferentially formed groove 36, so that two air that are included in the same air hole row and are adjacent in the circumferential direction A flame is prevented from adhering between the holes 31.
  • the extinguishing distance is a critical dimension at which a flame can exist stably, and the distance varies depending on environmental conditions such as temperature and pressure, but the dimension is generally 2 to 3 mm.
  • the width of the remaining portion 37 is set to several millimeters as described above, it becomes a size comparable to a general flame extinguishing distance, so that the flame adhesion to the remaining portion 37 can be easily suppressed. Therefore, in the F2 to F4 burner provided with the groove 36 and the remaining portion 37 on the downstream side of the air hole 31 of the swivel plate 33, the attachment of flame to the swirl plate 33 is prevented.
  • the F1 burner located at the center of the burner 5 a flame is attached to the swivel plate 33, and combustion stability is ensured. Further, the F1 burner transfers a sufficient amount of combustion heat to the F2 burner to F4 burner so that the combustion is completed. In the F2 to F4 burners located on the outer periphery of the burner 5, the adhesion of the flame to the swivel plate 33 is suppressed by the action of the groove 36, so that low NOx combustion can be performed.
  • FIG. 8 shows fuel staging in the radial direction, which is an operation method of the combustor 2 of the gas turbine plant 1000 according to the present embodiment, where the horizontal axis is the time axis and the vertical axis is the fuel flow rate.
  • the horizontal axis is the time axis and the vertical axis is the fuel flow rate.
  • a rated speed no-load state (FSNL: Full Speed No Load) is reached.
  • FSNL Full Speed No Load
  • the turbine 3 is increased to the rated speed, power generation is started and the load is increased.
  • the fuel systems that supply fuel in order of the F1, F2, F3, and F4 burners are increased so that the fuel-air ratio of the burner 5 of the gas turbine combustor 2 falls within the stable combustion range.
  • FSFL Full Speed Full Load
  • the flame adheres to the revolving plate 33 at the center of the burner, so that the combustion stability can be ensured, and the flame does not adhere to the revolving plate 33 at the outer periphery of the burner, so that low NOx combustion can be performed. . That is, according to the present embodiment, both stable combustion and low NOx combustion can be achieved.
  • a gas turbine combustor according to a second embodiment of the present invention will be described.
  • the basic configuration of the gas turbine and the gas turbine combustor according to the present embodiment is the same as that according to the first embodiment shown in FIGS. Therefore, the description of the configuration and operation common to both is omitted, and different parts are mainly described below.
  • the operation method of the combustor 2 according to the present embodiment is substantially the same as that of the first embodiment described with reference to FIG.
  • FIG. 9 is a view of an air hole plate (base plate 32 and swivel plate 33) according to the second embodiment of the present invention as viewed from the downstream side.
  • This embodiment is different from the first embodiment in that the hole diameter of the air hole 31 related to the swivel plate 33 in the F2 burner, the F3 burner, and the F4 burner (second region) provided with the groove 36 is the groove 36.
  • the diameter is larger than the hole diameter of the air hole 31 of the F1 burner (first region) without air.
  • the diameter of the air holes 31 of the F2 burner to F4 burner (second region) is about 1.2 times that of the F1 burner (first region).
  • the hole diameter is such that the adjacent air holes 31 do not interfere with each other and can be installed on the swivel plate 33, the larger the diameter, the more effective the effect can be expected. No problem.
  • FIG. 10 is an enlarged view of a region surrounded by a dotted-line rectangle in FIG. 9, and FIG. 11 is a perspective view of the A-A ′ cross section in FIG.
  • the hole diameter of the air hole 31 related to the swivel plate 33 is increased by reducing the width W37 of the remaining portion 37 and securing the width W36 of the groove 36.
  • the axial depth D36 of the groove 36 with respect to the remaining portion 37 is set to several millimeters as in the first embodiment.
  • FIG. 12 is a cross-sectional view schematically showing the flow of fuel and air with respect to the B-B ′ cross section in FIG. 10.
  • the air holes 31 relating to the base plate 32 in the present embodiment have the same shape as in the first embodiment, but relating to the swivel plate 33 in this embodiment.
  • the air hole 31 has a larger hole diameter than that of the first embodiment.
  • the fuel jet 34 and the air jet 35 are mixed to form an unburned premixed gas as in the first embodiment, and the unburned premixed gas is mixed in the swirl plate 33.
  • the swirl is applied and supplied to the combustion chamber 50.
  • the unburned premixed gas side flow 39 is provided in the groove 36 wider than in the first embodiment. Since it can flow, flame adhesion can be prevented in a wide area of the swivel plate 33.
  • the width W36 of the groove 36 is increased, the width of the remaining portion 37 is inevitably smaller than that of the first embodiment, and therefore the width of the remaining portion 37 is equal to or less than the extinguishing distance. Further, flame adhesion to the remaining portion 37 can be further prevented as compared with the first embodiment.
  • the flame adheres to the swivel plate 33 at the center of the burner, so that the combustion stability can be secured, and the flame does not adhere to the swirl plate 33 at the outer periphery of the burner. Since NOx combustion is possible, both stable combustion and low NOx combustion can be achieved.
  • FIG. 13 is a cross-sectional view of a gas turbine combustor according to a modification of the second embodiment of the present invention. This figure corresponds to the gas turbine combustor according to the modified example cut along the same cross section as FIG. 12, and schematically shows the flow of fuel and air in the cross section.
  • the air holes 31 related to the swirl plate 33 in the gas turbine combustor shown in FIG. 13 are provided so that the hole diameter gradually increases toward the air hole outlet.
  • the air holes 31 are provided in this way, there is no step difference as shown in FIG. 12 at the connection between the air holes 31 provided in the base plate 32 and the air holes 31 provided in the swivel plate 33. It is possible to prevent the flow from becoming unstable inside the air hole 31 due to the generation of vortices caused by the expansion.
  • the rapid expansion of the flow path causes an increase in pressure loss, but the pressure loss generated when passing through the air holes 31 is reduced by making the flow path area smoothly expand as in the modified example. Can contribute to improving the efficiency of the gas turbine.
  • the hole diameter of the air hole 31 is larger than the hole diameter of the air hole 31 related to the base plate 32 in the present embodiment. Even if it is the same large diameter as the plate 33, the flame adhesion suppression effect can be expected similarly.
  • (3) Third Embodiment a gas turbine combustor according to a third embodiment of the present invention will be described.
  • the basic configuration of the gas turbine and the gas turbine combustor according to the present embodiment is the same as that of the first embodiment shown in FIGS. Explained.
  • the operation method of the combustor of the gas turbine plant which concerns on this Embodiment is also substantially the same as the 1st Embodiment of this invention, description is omitted.
  • FIG. 14 is a view of an air hole plate (base plate 32 and swivel plate 33) according to the third embodiment of the present invention as viewed from the downstream side.
  • the groove 36 provided in the F2 burner, the F3 burner, and the F4 burner in the present embodiment is an annular groove having a plurality of air holes 31 arranged at the bottom as in the previous two embodiments. Instead, it is different from the previous two embodiments in that it is an independent groove provided for each air hole 31.
  • Each of the plurality of grooves 36 according to the present embodiment is connected to the outlet of one air hole 31, and on the swivel plate 33 along the air ejection direction of the air hole 31 by a predetermined distance from the connecting part. It is extended and provided. Needless to say, the extending distance of the groove 36 is less than the distance to the other air holes 31 located on the downstream side in the air flow direction in the circumferential direction.
  • FIG. 15 is an enlarged view of a region surrounded by a dotted rectangle in FIG. 14, and FIG. 16 is a perspective view of a cross section along AA ′ in FIG.
  • the direction in which the groove 36 according to the present embodiment extends on the swivel plate 33 is such that the central axis that defines the jet direction of air from the air holes 31 is normal to the swivel plate 33. This corresponds to the direction of a straight line obtained by projection (for example, the arrow L36 in FIG. 15), and in the illustrated example, it coincides with the tangential direction of the circumference formed by the air hole row including each air hole 31. .
  • the groove 36 according to the present embodiment extends in the tangential direction at the position of the air hole 31 with respect to the circumference formed by the air hole array including the air holes 31.
  • an inclined portion 66 is provided on each downstream side of each groove 36 in the air ejection direction in which the depth of the groove 36 gradually decreases toward the downstream side in the air ejection direction.
  • FIG. 17 is a cross-sectional view schematically showing the flow of fuel and air with respect to the B-B ′ cross section in FIG. 15.
  • the fuel jet 34 and the air jet 35 are mixed to form an unburned premixed gas as in the first and second embodiments.
  • the fuel premixed gas is swirled by the swirl plate 33 and supplied to the combustion chamber 50.
  • the unburned premixed gas is divided into an unburned premixed gas main flow 38 ejected along the central axis direction of the air holes 31 and an unburned premixed gas substream 39 flowing along the surface of the groove 36.
  • the unburned premixed gas main flow 38 is supplied to the combustion chamber 50 as it is.
  • the unburned premixed gas side flow 39 is supplied to the combustion chamber 50 after flowing along the groove 36 connected to the outlet of the air hole 31.
  • the extending direction of the groove 36 coincides with the turning direction (the direction of the central axis) of the air hole 31, so that the groove 36 is provided in the circumferential direction (annular).
  • the momentum of the unburned premixed gas side stream 39 can be used efficiently, and the unburned premixed gas side stream 39 can be easily flowed over the entire area in the groove 36.
  • channel 36 is independent, interference with the unburned premixed gas side flow 39 supplied from the air hole 31 adjacent in the groove
  • the center of the burner 5 attaches flame to the swirl plate to ensure combustion stability, and the outer periphery of the burner 5 is stabilized by low NOx combustion without attaching flame to the swirl plate. Combustion and low NOx combustion are compatible.
  • FIG. 18 is an enlarged view of the groove 36 according to the present embodiment
  • FIG. 19 is an enlarged view of a modification of the groove 36 according to the present embodiment.
  • the width W36 (see FIG. 16) of the groove 36 according to the present embodiment is kept constant at a size equivalent to the hole diameter of the air hole 31 as shown in FIG. 18, but as shown in FIG. A structure may be adopted in which the width W36A of the groove 36A is gradually increased toward the downstream side in the air ejection direction of 36A, and the unburned premixed gas side flow 39 is widened to flow into the combustion chamber 50.
  • the unburned premixed gas side flow 39 can flow in a wider area than in the case where the width of the groove is constant. Easy to control extensively. Further, since the remaining portion 37 of the swivel plate 33 becomes smaller, it is possible to prevent the flame from adhering to the remaining portion 37.
  • a combustor in which a plurality of fuel nozzles and air holes are arranged concentrically (eight rows) with respect to the center of the swivel plate 33 (air hole plate) is taken as an example.
  • the present invention is also applicable to a combustor (multi-injection combustor) configured by concentrically arranging a plurality of fuel nozzles and air holes with respect to a plurality of points on the swirl plate 33. is there. An example of this case will be described as a fourth embodiment with reference to FIGS.
  • FIG. 20 is a cross-sectional view of a gas turbine combustor according to the fourth embodiment of the present invention, and corresponds to FIG. 2 according to the first embodiment.
  • FIG. 21 is a view of the air hole plate according to the fourth embodiment of the present invention as viewed from the downstream side, and corresponds to FIG. 4 according to the first embodiment.
  • the gas turbine combustor shown in these figures includes a plurality of sets of burners 41 and 42 each configured by arranging a plurality of (three) rows of fuel nozzles 30 and air holes 31 concentrically.
  • a set of burners is configured by arranging six fuel nozzles 30 and air holes 31 in the first row, six in the first row, twelve in the second row, and eighteen in the third row.
  • one set of this burner is arranged as a pilot burner 41 at the axial center of the gas turbine combustor 2, and six sets of this burner are arranged as the main burner 42 around the multi burner. It has a burner structure.
  • Fuel is supplied to the burner according to the present embodiment through a fuel system 200 provided with a fuel shut-off valve 210, and an F1 fuel system 201 provided with an F1 fuel flow rate control valve 211 branched from the fuel system 200, and a fuel F2 fuel system 202 provided with an F2 fuel flow rate adjustment valve 212 branched from the system 200, F3 fuel system 203 provided with an F3 fuel flow rate adjustment valve 213 branched from the fuel system 200, and F4 fuel flow rate branched from the fuel system 200 Four fuel systems of the F4 fuel system 204 including the control valve 214 are arranged.
  • the flow rate of the F1 fuel supplied through the F1 fuel system 201 is adjusted by the F1 fuel flow rate adjustment valve 211 and supplied to the F1 burner 43 that is the pilot burner 41.
  • the flow rate of the F2 fuel supplied through the F2 fuel system 202 is adjusted by the F2 fuel flow rate adjusting valve 212 and supplied to the F2 burner 44 that is the first row of the two burners in the main burner 42.
  • the flow rate of the F3 fuel supplied to the burner 5 through the F3 fuel system 203 is adjusted by the F3 fuel flow rate adjusting valve 213 and supplied to the F3 burner 45 which is the first row of the four burners in the main burner 42.
  • the flow rate of the F4 fuel supplied to the burner 5 through the F4 fuel system 204 is adjusted by the F4 fuel flow rate adjustment valve 214 and supplied to the F4 burner 45 which is the second and third rows of the entire burner set of the main burner 42. .
  • the fuel staging that changes the number of fuel nozzles to be supplied in stages with respect to the change in the fuel flow rate of the gas turbine by the structure in which fuel is supplied from the four systems of the fuel systems 201 to 204 is provided. This makes it possible to ensure combustion stability and reduce NOx during gas turbine partial load operation.
  • a swirl flow 60 is formed by each burner.
  • a circulation flow 61 is formed in each burner, and a flame surface 62 is formed and stably combusts.
  • FIG. 22 is an enlarged view of a part (part A) of the swivel plate 33 surrounded by a dashed-dotted rectangle in FIG. 20, and FIG. 23 shows a set of main burners 42 surrounded by a dashed-dotted circle in FIG. It is an enlarged view of (B section).
  • a flame is attached to the swivel plate 33 in the first row of each burner to ensure combustion stability, and low NOx combustion is performed without attaching a flame to the swivel plate 33 in the second and third rows.
  • grooves 36 are provided in the second and third rows of each burner.
  • each air hole 31 is comprised with the turning air hole which has a turning angle similarly to the thing of each previous embodiment.
  • the grooves 36 are arranged in the second and third rows of all the burners of the pilot burner 41 and the main burner 42. However, the grooves 36 in the second and third rows of the pilot burner 41 are provided. Can be omitted. If the second row and third row grooves 36 in the pilot burner 41 are omitted, the combustion stability can be further enhanced.
  • the present invention is not limited to the above-described embodiment, and includes various modifications within the scope not departing from the gist thereof.
  • the present invention is not limited to the one having all the configurations described in the above embodiment, and includes a configuration in which a part of the configuration is deleted.
  • part of the configuration according to one embodiment can be added to or replaced with the configuration according to another embodiment.

Landscapes

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Abstract

多数の燃料と空気の同軸噴流から構成する多孔同軸噴流バーナにおいて、バーナの燃焼室側の端面である旋回プレート（３３）は、燃料と空気の未燃予混合気を燃焼室に供給する空気孔を多数備えており、旋回プレートに備えた空気孔の下流に溝（３６）を設ける。そして、溝に未燃予混合気の一部を流して、旋回プレートに火炎が付着しにくくする。また、溝同士の間の残肉部（３７）は消炎距離程度の数ミリ幅として、残肉部への火炎付着も防止する。これにより負荷条件に拠らず安定燃焼と低ＮＯｘ燃焼が両立できる。

Description

ガスタービン燃焼器
　本発明はガスタービン燃焼器に関する。
　環境保全に対する規制や社会的要求が日増しに強くなっており、ガスタービンにおいてもさらなる高効率化、低ＮＯｘ化が求められている。ガスタービンを高効率化させるための一方策として、タービン入口のガス温度を上昇させることが考えられる。この場合、ガスタービン燃焼器での火炎温度の上昇に伴ってＮＯｘの排出量増加が懸念される。
　ガスタービン燃焼器には、ＮＯｘ排出量低減のために、燃料と空気を予め混合した混合気をガスタービン燃焼器に供給して燃焼させる燃焼方式である予混合燃焼を採用したものがある。予混合燃焼を採用したガスタービン燃焼器は、燃料と空気との混合を予め行う予混合器を備えたバーナと、バーナの下流に位置して空気と混合させた燃料を燃焼させる燃焼室を備えている。予混合燃焼は、火炎温度が均一化するため低ＮＯｘ化に有効であるが、空気温度が上昇したり、燃料中に含まれる水素含有量が増加すると、燃焼速度が増加するため、予混合器にまで火炎が想定外に逆流する逆火が起こる可能性が増す。そのため、ＮＯｘ排出量の抑制と耐逆火性を兼ね備えたガスタービン燃焼器への要求が高まっている。
　ＮＯｘ排出量の抑制と耐逆火性を兼ね備えたガスタービン燃焼器に関して、複数の燃料ノズルと複数の空気孔とを同軸に配置した多孔同軸バーナを備え、当該バーナにより燃料と空気の複数の同軸噴流を燃焼室に供給して燃焼させるガスタービン燃焼器に関する技術が特許第３９６０１６６号公報に開示されている。当該文献に開示されたガスタービン燃焼器は、従来の予混合燃焼を採用したガスタービン燃焼器と比較して、非常に短い距離で燃料と空気を急速に混合することができるため、ＮＯｘ排出量の抑制と耐逆火性を両立することが可能である。また、従来、石炭ガス化ガスやコークス炉ガス等の水素含有量が高く燃焼速度が速い燃料は、拡散燃焼方式によって対応してきたが、この種の燃料に対しても適用可能である。
　また、特許第４８３８１０７号公報には、バーナ中心から同心円状に複数列、燃料と空気の複数の同軸噴流を配置する構造が開示されている。この構造では、燃料と空気の複数の同軸噴流が同心円状に群分けされている。ガスタービンの負荷の増減に対応して、燃料を供給する同軸噴流を径方向に増減させるこの方法は、燃料ステージングと呼ばれる。
特許第３９６０１６６号公報 特許第４８３８１０７号公報
　特許第４８３８１０７号公報に開示されたバーナでは、バーナの中央は旋回流を形成して燃焼安定性を確保し、バーナの外周は希薄燃焼によって低ＮＯｘ燃焼するため、燃焼安定性と低ＮＯｘ燃焼が両立可能である。
　しかし、ガスタービンの運転状態の急変などの外乱によって、空気や燃料の流量が変動して燃料の流量が増加すると、バーナの外周において、燃料濃度が上昇して燃焼速度が増加することが想定される。このとき、火炎がバーナに接近したり離れたりを周期的に繰り返して、不安定燃焼となることがある。不安定燃焼は、ガスタービンの性能を低下させるだけでなく、構造物に影響を及ぼす可能性がある。
　本発明の目的は、バーナの中央における安定燃焼と、バーナの外周における低ＮＯｘ燃焼の両立が可能な予混合燃焼式のガスタービン燃焼器を提供することにある。
　本発明は、上記目的を達成するために、燃料と空気とを燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼室と、燃料を噴出する複数の燃料ノズルが配設された燃料ヘッダと、前記複数の燃料ノズルから噴射される燃料と空気とを前記燃焼室に噴出する複数の空気孔が形成された空気孔プレートと、前記空気孔プレートにおける前記燃焼室側の面上に前記空気孔と連結して設けられた溝とを備えるものとする。
　本発明によれば、バーナの中央における安定燃焼と、バーナの外周における低ＮＯｘ燃焼の両立が可能となる。
[規則91に基づく訂正 29.07.2013]　
本発明の第１の実施の形態に係るガスタービン燃焼器２を備えた発電用のガスタービンプラント１０００の全体構成図。 図１に示したガスタービン燃焼器２に備えられたバーナ５を構成する複数の燃料ノズル３０、ベースプレート３２及び旋回プレート３３の配置状況の詳細を示す部分構造図。 図２中のベースプレート３２及び旋回プレート３３周辺の拡大図。 本発明の第１の実施の形態に係る空気孔プレートを下流側から見た図。 図４中の点線の矩形で囲んだ領域の拡大図。 図５中のＡ－Ａ’断面の斜視図。 図５中のＢ－Ｂ’断面について、燃料と空気の流れを模式的に示した断面図。 本発明の第１の実施の形態に係るガスタービンプラント１０００の燃焼器２の運用方法。 本発明の第２の実施の形態に係る空気孔プレートを下流側から見た図。 図９中の点線の矩形で囲んだ領域の拡大図。 図１０中のＡ－Ａ’断面の斜視図。 図１０中のＢ－Ｂ’断面について、燃料と空気の流れを模式的に示した断面図。 本発明の第２の実施の形態の変形例に係るガスタービン燃焼器の断面図。 本発明の第３の実施の形態に係る空気孔プレートを下流側から見た図。 図１４中の点線の矩形で囲んだ領域の拡大図。 図１５中のＡ－Ａ’断面の斜視図。 図１５中のＢ－Ｂ’断面について、燃料と空気の流れを模式的に示した断面図。 本発明の第３の実施の形態に係る溝３６の拡大図。 本発明の第３の実施の形態に係る溝３６の変形例の拡大図。 本発明の第４の実施の形態に係るガスタービン燃焼器の断面図。 本発明の第４の実施の形態に係る空気孔プレートを下流側から見た図。 、図２０において一点鎖線の矩形で囲んだ旋回プレート３３の一部（Ａ部）の拡大図。 図２１において一点鎖線の円で囲んだメインバーナ４２の１組（Ｂ部）の拡大図。
[規則91に基づく訂正 29.07.2013]　
　以下、本発明の実施の形態を図面を用いて説明する。　
（１）第１の実施の形態
　まず、本発明の第１の実施の形態に係るガスタービン燃焼器を備えたガスタービンプラントについて図１を用いて説明する。本発明の第１の実施の形態に係るガスタービン燃焼器は、燃料と空気とを混合して燃焼室に噴出し燃焼させる複数のバーナと、燃料を噴出する複数の燃料ノズルを配設した燃料ヘッダと、燃料と空気とを混合して燃焼室に噴出する複数の空気孔を形成した空気孔プレートと、燃料ノズルと空気孔を同軸に配設して形成した複数の燃料と空気の同軸噴流を備えたガスタービン燃焼器において、空気孔の下流に空気孔から燃焼室に供給する未燃予混合気の一部が流れる溝を設け、かつ溝間の残肉量が数ミリ程度であることを特徴とする。
[規則91に基づく訂正 29.07.2013]　
　図１は本発明の第１の実施の形態に係るガスタービン燃焼器２を備えた発電用のガスタービンプラント１０００の全体構成を表している。図１に示した発電用のガスタービンプラント１０００は、吸い込み空気１００を加圧して高圧空気１０１を生成する圧縮機１と、圧縮機１で生成した高圧空気１０１と燃料系統２００を通じて供給される燃料とを混合して燃焼させ、高温の燃焼ガス１０２を生成するガスタービン燃焼器２と、ガスタービン燃焼器２で生成した高温の燃焼ガス１０２によって駆動されるタービン３と、タービン３の駆動によって回転され電力を発生させる発電機２０とを備えている。
　圧縮機１、タービン３及び発電機２０は、一体のシャフト２１によって相互に連結されており、タービン３を駆動して得られた駆動力はシャフト２１を通じて圧縮機１及び発電機２０に伝えられる構成となっている。
　ガスタービン燃焼器２は、ガスタービン装置のケーシング４の内部に格納されている。また、ガスタービン燃焼器２にはバーナ５が設置されており、このバーナ５の下流側となるガスタービン燃焼器２の内部には、圧縮機１から供給される高圧空気１０１と、ガスタービン燃焼器２で生成される高温の燃焼ガス１０２とを隔てる略円筒状の燃焼器ライナ１０が配設されている。
　燃焼器ライナ１０の外周側には、圧縮機１からガスタービン燃焼器２に高圧空気１０１を流下させる空気流路を形成する外周壁となるフロースリーブ１１が配設されており、フロースリーブ１１は燃焼器ライナ１０よりも直径が大きく、該燃焼器ライナ１０とほぼ同心円の円筒状に形成されている。
　燃焼器ライナ１０の内側に形成される燃焼室５０では、バーナ５から噴出される高圧空気１０１と、燃料系統２００を通じて供給される燃料との混合気が燃焼される。燃焼器ライナ１０においてバーナ５から遠い方（高温燃焼ガス１０２の流通方向における下流側）の端部には、燃焼室５０で発生した高温燃焼ガス１０２をタービン３に導くための尾筒内筒１２が取り付けられている。尾筒内筒１２の外周側には、所定の間隔を介して尾筒外筒１３が配設されている。
　燃焼器ライナ１０におけるバーナ５側（高温燃焼ガス１０２の流通方向における上流側）の端部には、燃焼器ライナ１０の中心軸と同軸上に配置され、燃焼室５０のバーナ５側の壁面を構成する略円盤状のプレートである空気孔プレート３２，３３が取り付けられている。当該空気孔プレートは、ベースプレート３２と、旋回プレート３３によって構成されており、これらには複数の空気孔３１が設けられている。旋回プレート３３は燃焼器ライナ１０の内側に形成される燃焼室５０に面して配設されている。
　吸い込み空気１００は圧縮機１によって圧縮された後に高圧空気１０１となるが、この高圧空気１０１はケーシング４内に供給されて充満した後、尾筒内筒１２と尾筒外筒１３の間に形成された空間に流入し、尾筒内筒１２を外壁面から対流冷却する。尾筒内筒１２と尾筒外筒１３の間の空間を流下した高圧空気１０１は、更にフロースリーブ１１と燃焼器ライナ１０との間に形成された環状の流路を通ってガスタービン燃焼器２に向かって流下するが、この流下する途中でガスタービン燃焼器２の内部に設置された燃焼器ライナ１０の対流冷却に使用される。
　また、フロースリーブ１１と燃焼器ライナ１０との間に形成された環状の流路を流下する高圧空気１０１の一部は、燃焼器ライナ１０の壁面に設けられた多数の冷却孔から燃焼器ライナ１０の内部へ流入して該燃焼器ライナ１０のフィルム冷却に使用される。そして、環状の流路を流下して燃焼器ライナ１０のフィルム冷却に使用されなかった残りの高圧空気１０１は、ガスタービン燃焼器２に設けたバーナ５に備えた多数の空気孔３１から、燃焼空気として燃焼器ライナ１０内に供給される。
　バーナ５は、Ｆ１燃料流量調節弁２１１を備えたＦ１燃料系統２０１と、Ｆ２燃料流量調節弁２１２を備えたＦ２燃料系統２０２と、Ｆ３燃料流量調節弁２１３を備えたＦ３燃料系統２０３と、Ｆ４燃料流量調節弁２１４を備えたＦ４燃料系統２０４の４つの燃料系統から燃料の供給を受けている。図１に示した例では、当該４つの燃料系統２０１，２０２，２０３，２０４は、燃料遮断弁（開閉弁）２１０を備えた燃料系統２００からそれぞれ分岐している。
　４つの燃料系統２０１，２０２，２０３，２０４からの燃料は、燃焼器ライナ１０の中心軸からの径方向距離に応じて４つに区画されたヘッダ４０に導入され、当該ヘッダ４０から燃料ノズル３０を介して噴射される。
[規則91に基づく訂正 29.07.2013]　
　Ｆ１燃料系統２０１を通じてバーナ５に供給されるＦ１燃料の流量は、Ｆ１燃料流量調節弁２１１によって調節される。Ｆ２燃料系統２０２を通じてバーナ５に供給されるＦ２燃料の流量は、Ｆ２燃料流量調節弁２１２によって調節される。Ｆ３燃料系統２０３を通じてバーナ５に供給されるＦ３燃料の流量は、Ｆ３燃料流量調節弁２１３によって調節される。Ｆ４燃料系統２０４を通じてバーナ５に供給されるＦ４燃料の流量は、Ｆ４燃料流量調節弁２１４によって調節される。燃料流量調節弁２１１～２１４によって、Ｆ１燃料～Ｆ４燃料の燃料流量をそれぞれ調節して、ガスタービンプラント１０００の発電量が制御される。
　次に、ガスタービン燃焼器２の詳細な構成について説明する。図２は、図１に示したガスタービン燃焼器２に備えられたバーナ５を構成する複数の燃料ノズル３０、ベースプレート３２及び旋回プレート３３の配置状況の詳細を示す部分構造図であり、後述する図４のＡ－Ａ’断面図である。図３は図２中のベースプレート３２及び旋回プレート３３周辺の拡大図である。
　図２に示すバーナ５には、燃料ヘッダ４０に対して複数の燃料ノズル３０が取り付けられている。複数の燃料ノズル３０は、中心が同じで半径の異なる複数の円周上に沿って配置されている。ここでは半径の異なる８つの円周に沿って配置されており、半径方向で見ると８列の環状の燃料ノズル群が配列されている（後の図４参照）。各燃料ノズル３０の軸方向における燃料噴出側（燃料噴出方向の下流側）には、空気孔３１が１つずつ配置されている。すなわち、１つの空気孔３１は１本の燃料ノズル３０に対応して配置されている。このように１本の燃料ノズル３０と１つの空気孔３１を配置すると、図２中の拡大図が示すように、燃料ノズル３０から噴出される燃料（燃料噴流）３４と空気孔３１を通過する空気（空気噴流）３５を同軸噴流として燃焼室５０内に噴出できる。
　各空気孔３１は、空気孔プレートを形成する２枚の略円盤状のプレート（ベースプレート３２と旋回プレート３３）に対して、各燃料ノズル３０の位置に応じて設けられている。図に示した例では、ベースプレート３２における空気孔３１は、端面となる２つの円と母線が直交する直円柱状に形成されており、旋回プレート３３における空気孔３１は、端面となる２つの円と母線が直交しない斜円柱状に形成されている。
　ベースプレート３２と旋回プレート３３はサポート１５を介して燃料ヘッダ４０に取り付けられている。図２に示したサポート１５は、平板を曲げ加工した形状となっている。このようにサポート１５を形成すると、曲げ構造によって周方向の熱伸びを吸収することができるため、構造信頼性を高めることができる。
　ベースプレート３２に係る直円柱状の空気孔３１は、対応する燃料ノズル３０と同軸上に配置されている。旋回プレート３３に係る斜円柱状の空気孔３１は旋回角を有する旋回空気孔であり、その一方の端部（端面）は、ベースプレート３２に係る空気孔３１の燃焼室５０側の端部（端面）と連結されている。旋回プレート３３に係る空気孔３１の他方の端部（燃焼室５０側の端面）は、旋回プレート３３に係る空気孔３１の一方の端部に対して、複数の空気孔３１を配置した円周の接線方向にずれている。
[規則91に基づく訂正 29.07.2013]　
　図３に示すように、旋回プレート３３に係る空気孔３１の両端に形成される円の中心を結んで得られる当該空気孔３１の中心軸は、燃料ノズル３０の中心軸、ベースプレート３２に係る空気孔３１の中心軸、または燃焼器ライナ１０の中心軸の方向と、所定の角度α°をなすように旋回プレート３３に斜めに形成されている（なお、ここにおける「所定の角度をなす」とは、旋回プレート３３に係る空気孔３１の中心軸と他の中心軸（燃料ノズル３０の中心軸、ベースプレート３２に係る空気孔３１の中心軸、または燃焼器ライナ１０の中心軸）が平行でないということである。）。角度α°は空気孔３１からの空気の噴出方向を規定する。このように旋回プレート３３に係る空気孔３１を、角度α°を持った斜め管（斜円柱）に形成することで、旋回プレート３３に係る空気孔３１を通過する流体に旋回成分が付与され、これにより生じる循環流によって火炎が安定化される。各空気孔３１の角度α°は各列において最適な値に設定されている。
　なお、ここでは、燃料ノズル３０と、ベースプレート３２に係る空気孔３１を同軸上に配置したが、両者の中心軸が完全に一致する必要はなく、燃料と空気の噴流が形成可能であれば両者の中心軸がずれても構わない。
　上記のような同軸噴流構造によって、ガスタービン燃焼器２のフロースリーブ１１と燃焼器ライナ１０との間に形成された環状の流路を通ってこのガスタービン燃焼器２に供給された高圧空気１０１の一部は、まず、ベースプレート３２に形成した空気孔３１に、図２に示した空気噴流３５となって供給され、このベースプレート３２の空気孔３１を流下して旋回プレート３３に形成した空気孔３１によって旋回をかけられて燃焼室５０に供給される。
　また、ベースプレート３２に形成された空気孔３１内では燃料と空気は未混合であるため、燃料の自発火は発生せず、ベースプレート３２および旋回プレート３３が溶損することがないので、信頼性の高いガスタービン燃焼器２とすることができる。また、このような小さな同軸噴流を多数形成することにより、燃料と空気の界面が増加し混合が促進するため、ガスタービン燃焼器２の燃焼時にＮＯｘの発生量を抑制することができる。
　図４は本実施の形態に係る空気孔プレート（ベースプレート３２および旋回プレート３３）を下流側から見た図である。本実施の形態のガスタービン燃焼器２において、多数の空気孔３１（および、図示しないが空気孔３１と対を成す燃料ノズル３０）は、円盤状の空気孔プレートの半径方向の内側から外側にかけて、環状の空気孔列が同心状に８列配置されている。以下では、当該８つの空気孔列に含まれる各空気孔列を、内側から外側に向かって第１列、第２列、…、第８列と称し、各空気列を区別して説明することがある。
　本実施の形態において、ガスタービン燃焼器２の燃焼部を形成するバーナは４つに群分けされている。中心側の４列（第１列～第４列）が第１群の燃焼部（Ｆ１バーナ）を形成し、第５列が第２群の燃焼部（Ｆ２バーナ）を形成し、第６列が第３群の燃焼部（Ｆ３バーナ）を形成し、外周側の２列（第７列および第８列）が第４群の燃焼部（Ｆ４バーナ）を形成している。
[規則91に基づく訂正 29.07.2013]　
　図１に示したように、Ｆ１バーナにはF1燃料流量調節弁２１１を備えたF1燃料系統２０１から燃料が供給されており、Ｆ２バーナにはF2燃料流量調節弁２１２を備えたF2燃料系統２０２から、Ｆ３バーナにはF3燃料流量調節弁２１３を備えたF3燃料系統２０３から、Ｆ４バーナにはF4燃料流量調節弁２１４を備えたF4燃料系統２０４から燃料が供給されている。
　このような燃料系統２０１～２０４の群分け構造によって、ガスタービンの燃料流量変化に対し燃料供給する燃料ノズル３０の本数を段階的に変化させる燃料ステージングが可能となり、ガスタービン部分負荷運転時の燃焼安定性の確保と低ＮＯｘ化が可能となる。
　Ｆ１バーナでは、隣接する２つの空気孔３１が形成する間隙の距離（孔間距離）が消炎距離より大きい値に設定されており、これにより当該間隙に火炎を付着させることで火炎の安定性を強化している。
　その一方で、Ｆ２バーナ、Ｆ３バーナおよびＦ４バーナでは、部分負荷条件から定格負荷条件において低ＮＯｘ燃焼するために、隣接する２つの空気孔３１が形成する間隙に火炎を付着させず、旋回プレート３３から下流に火炎を浮かせることが重要である。また、空気孔３１から燃焼室５０に流路が急拡大するとき、燃料噴流３４と空気噴流３５の同軸噴流は燃料と空気の混合が急速に進む。そのため、旋回プレート３３から下流に離れた位置に火炎が形成されると、燃料と空気が十分混合した予混合気が燃焼するため、低ＮＯｘ燃焼が実現できる。
　そこで、本実施の形態では、Ｆ２バーナ、Ｆ３バーナおよびＦ４バーナを構成する第５列から第８列に係る空気孔群に対して、旋回プレート３３における燃焼室側５０の面上に空気孔３１と連結した溝３６を設けた。以下では、旋回プレート３３上のＦ１バーナに係る溝３６の無い領域を「第１領域」とし、旋回プレート３３上のＦ２バーナ、Ｆ３バーナおよびＦ４バーナに係る溝３６が設けられた領域を「第２領域」と称することがある。つまり、第１領域は、旋回プレート３３の中心から径方向距離が所定値未満の領域であり、第２領域は、旋回プレート３３の中心から径方向距離が当該所定値以上の領域に該当する。
[規則91に基づく訂正 29.07.2013]　
　溝３６は、旋回プレート３３に係る空気孔３１からの空気の噴出方向の下流側に位置するように設けられている。本実施の形態における溝３６は、円周状に配列された空気孔列の配列方向に合わせて旋回プレート３３上に環状に設けられており、旋回プレート３３上には、中心が同じで半径の異なる円周形状の溝３６が４つ設けられている。なお、旋回プレート３３に係る空気孔３１からの空気の噴出方向は、旋回プレート３３に係る空気孔３１の中心軸（燃料ノズル３０の中心軸と角度α°をなすもの）の方向に対応し、溝３６と空気孔３１の配置関係では、旋回プレート３３に係る空気孔３１の中心軸を旋回プレート３３に対して正射影して得られる直線の方向（本実施の形態の場合には各空気孔列に係る円周の接線方向）を基準にして溝３６を設ければ良い。そのため、本実施の形態では、空気孔３１の配列方向に合わせて環状の溝３６が設けられている。
　図５は図４中の点線の矩形で囲んだ領域の拡大図であり、図６は図５中のＡ－Ａ’断面の斜視図である。これらの図に示すように、溝３６の幅Ｗ３６（プレート３２，３３の半径方向における溝３６の大きさ）は、空気孔３１の孔径と同等の寸法である。また、プレート３２，３３の半径方向において隣接する２つの溝３６が形成する間隙（以下、当該間隙を「残肉部」と称することがある）３７の幅Ｗ３７（プレート３２，３３の半径方向における残肉部３７の大きさ）は、消炎距離以下の寸法に設定されており、例えば数ミリ程度に設定するものとする。また、残肉部３７を基準とした溝３６の深さＤ３６（プレート３２，３３の軸方向における溝３６の大きさ）は、残肉部３７の幅と同等の寸法とし、例えば数ミリ程度に設定されている。
[規則91に基づく訂正 29.07.2013]　
　本実施の形態における燃料と空気の流れを図７で説明する。図７は、図５中のＢ－Ｂ’断面について、燃料と空気の流れを模式的に示した断面図である。この図に示すように、燃料ヘッダ４０から燃料ノズル３０に供給される燃料は、燃料ノズル３０の噴出孔から噴射され燃料噴流３４として空気孔３１に流下する。圧縮機１から供給される圧縮空気１０１は、尾筒内筒１２と燃焼器ライナ１０を対流冷却した後、空気噴流３５となって空気孔３１に流下する。ベースプレート３２に係る空気孔３１は直管（直円柱）であり、その下流の旋回プレート３３に係る空気孔３１は斜め管（斜円柱）となっている。この空気孔３１の内部で燃料噴流３４と空気噴流３５の混合が進むため、旋回プレート３３の空気孔３１の出口付近では、燃料と空気は混合して未燃予混合気となる。なお、前述のように、空気孔３１から燃焼室５０に流路が急拡大する時に、燃料と空気の混合が急速に進むため、空気孔３１の出口付近では、厳密に言うと燃料と空気は完全に混合していない。しかし、ここでは空気孔３１の出口付近の燃料と空気の混合気を、便宜的に未燃予混合気と呼ぶ。
　旋回プレート３３に係る空気孔３１で旋回を付与された未燃予混合気は、未燃予混合気主流３８として燃焼室５０に流れて燃焼する。このとき、未燃予混合気は旋回を付与されているため、未燃予混合気の一部である未燃予混合気副流３９が、旋回成分の運動量によって溝３６に沿って流下する。溝３６に流れた未燃予混合気副流３９は、円周状に形成された溝３６に沿って円周方向に流れるので、同じ空気孔列に含まれ円周方向において隣接する２つの空気孔３１の間に火炎が付着することを防止する。
　また、消炎距離とは、火炎が安定して存在できる限界の寸法のことであり、温度、圧力などの環境条件でその距離は変化するが、一般にその寸法は２～３ミリである。そのため、先述の通り残肉部３７の幅を数ミリに設定すれば、一般的な消炎距離と同程度の寸法となるため、残肉部３７への火炎付着が容易に抑制できる。したがって、旋回プレート３３の空気孔３１の下流に、溝３６と残肉部３７を備えたＦ２～Ｆ４バーナでは、旋回プレート３３への火炎付着が防止される。
　かくして、バーナ５の中央に位置するＦ１バーナでは、旋回プレート３３に火炎が付着されて燃焼安定性が確保される。さらに、Ｆ１バーナは燃焼が完結するために十分な量の燃焼熱をＦ２バーナ～Ｆ４バーナに伝える。そして、バーナ５の外周に位置するＦ２～Ｆ４バーナでは、溝３６の作用により旋回プレート３３への火炎の付着が抑制されるので、低ＮＯｘ燃焼することができる。
　図８は本実施の形態に係るガスタービンプラント１０００の燃焼器２の運用方法である、径方向の燃料ステージングを示しており、横軸が時間軸、縦軸が燃料流量である。この図に示すように、まず、ガスタービンの点火時は、Ｆ１～Ｆ３バーナ（第１列～第６列）に燃料を供給して燃焼するが、Ｆ４バーナ（第７列、第８列）には燃料を供給しない。
　点火後は、Ｆ１バーナ（第１列～第４列）の単独燃焼へと切り替え、定格回転数無負荷状態（ＦＳＮＬ：Ｆｕｌｌ　Ｓｐｅｅｄ　Ｎｏ　Ｌｏａｄ）に達するまでタービン３を昇速する。タービン３を定格回転数まで昇速したら、発電を開始して負荷を増加させていく。負荷の増加に応じて、ガスタービン燃焼器２のバーナ５の燃空比が安定燃焼範囲となるように、Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４バーナと順々に燃料を供給する燃料系統を増加させる。これにより、全てのバーナ（Ｆ１～Ｆ４バーナ）に燃料が供給された燃焼状態で定格回転数定格負荷（ＦＳＦＬ：Ｆｕｌｌ　Ｓｐｅｅｄ　Ｆｕｌｌ　Ｌｏａｄ）とすることができる。
[規則91に基づく訂正 29.07.2013]　
　以上のように、本実施の形態によれば、バーナの中央では旋回プレート３３に火炎が付着するので燃焼安定性が確保でき、バーナの外周では旋回プレート３３に火炎が付着しないので低ＮＯｘ燃焼できる。すなわち、本実施の形態によれば、安定燃焼と低ＮＯｘ燃焼が両立できる。
（２）第２の実施の形態
　次に本発明の第２の実施の形態に係るガスタービン燃焼器について説明する。本実施の形態に係るガスタービン及びガスタービン燃焼器は図１～図８に示した第１の実施の形態に係るものと基本的な構成は共通している。そのため、両者に共通した構成及び作用の説明は省略し、相違する部分を主に以下で説明する。また、本実施の形態に係る燃焼器２の運用方法は、図８を用いて説明した第１の実施の形態とほぼ同じであるため、説明は割愛する。
[規則91に基づく訂正 29.07.2013]　
　図９は本発明の第２の実施の形態に係る空気孔プレート（ベースプレート３２および旋回プレート３３）を下流側から見た図である。本実施の形態が第１の実施の形態と異なるのは、溝３６が設けられたＦ２バーナ、Ｆ３バーナおよびＦ４バーナ（第２領域）における旋回プレート３３に係る空気孔３１の孔径が、溝３６の無いＦ１バーナ（第１領域）の空気孔３１の孔径よりも大径である点である。　なお、図に示した例では、Ｆ２バーナ～Ｆ４バーナ（第２領域）の空気孔３１の孔径は、Ｆ１バーナ（第１領域）の約１．２倍としている。また、隣り合う空気孔３１で孔同士が干渉せず、旋回プレート３３に設置可能な孔径であれば、大径であるほど効果が期待できるため、１．２倍以上に大径であっても問題はない。
　図１０は図９中の点線の矩形で囲んだ領域の拡大図であり、図１１は図１０中のＡ－Ａ’断面の斜視図である。この図から明らかなように、残肉部３７の幅Ｗ３７を小さくして溝３６の幅Ｗ３６を確保することで、旋回プレート３３に係る空気孔３１の孔径を大径化している。残肉部３７を基準とした溝３６の軸方向の深さＤ３６は、第１の実施の形態と同じく数ミリに設定されている。
　本実施の形態における燃料と空気の流れを図１２で説明する。図１２は、図１０中のＢ－Ｂ’断面について、燃料と空気の流れを模式的に示した断面図である。この図を図７と比較すれば明らかなように、本実施の形態におけるベースプレート３２に係る空気孔３１は第１の実施の形態と同じ形状であるが、本実施の形態における旋回プレート３３に係る空気孔３１は、第１の実施の形態のものよりも孔径を大きくしたものになっている。
　このように構成された空気孔３１の内部では、第１の実施の形態と同じく燃料噴流３４と空気噴流３５が混合して未燃予混合気となり、当該未燃予混合気は旋回プレート３３において旋回を付与されて、燃焼室５０に供給される。しかし、本実施の形態では、旋回プレート３３に係る空気孔３１の孔径を大径化することで、第１の実施の形態に比べて幅の広い溝３６に未燃予混合気副流３９を流すことができるため、旋回プレート３３の広い領域で火炎付着が防止できる。また、溝３６の幅Ｗ３６が広くなると、残肉部３７の幅は必然的に第１の実施の形態に比べて小さくなるため、残肉部３７の幅は消炎距離と同程度またはそれ以下となり、残肉部３７への火炎付着が第１の実施の形態に比べて一層防止できる。
　したがって、本実施の形態のように溝３６を設けても、バーナの中央では旋回プレート３３に火炎が付着するので燃焼安定性が確保でき、バーナの外周では旋回プレート３３に火炎が付着しないので低ＮＯｘ燃焼できるので、安定燃焼と低ＮＯｘ燃焼が両立できる。
　図１３は本発明の第２の実施の形態の変形例に係るガスタービン燃焼器の断面図である。この図は、当該変形例に係るガスタービン燃焼器を図１２と同じ断面で切断したものに相当し、当該断面において燃料と空気の流れを模式的に示している。
　図１３に示したガスタービン燃焼器における旋回プレート３３に係る空気孔３１は、その孔径が空気孔出口に向かって徐々に拡大するように設けられている。このように空気孔３１を設けると、ベースプレート３２に設けた空気孔３１と旋回プレート３３に設けた空気孔３１の接続部において図１２に示したもののような段差が生じないので、流路の急拡大に起因した渦の発生等により空気孔３１の内部で流れが不安定になることを回避できる。また、流路の急拡大は圧力損失を増加させる要因となるが、変形例のように滑らかに流路面積が拡大する流路とすることで空気孔３１を通過するときに生じる圧力損失を低減でき、ガスタービンの効率向上に寄与できる。
[規則91に基づく訂正 29.07.2013]　
　なお、空気孔３１の孔径について、本実施の形態ではベースプレート３２に係る空気孔３１の孔径に比べて、旋回プレート３３に係る空気孔３１の孔径を大径としたが、ベースプレート３２の孔径が旋回プレート３３と同じ大径であっても、同様に火炎付着抑制効果が期待できる。
（３）第３の実施の形態
　次に本発明の第３の実施の形態に係るガスタービン燃焼器について説明する。本実施の形態に係るガスタービン及びガスタービン燃焼器も図１～図８に示した第１の実施の形態に係るものと基本的な構成は共通しているため、以下では相違する部分について主に説明する。なお、本実施の形態に係るガスタービンプラントの燃焼器の運用方法も、本発明の第１の実施の形態とほぼ同じであるため、説明は割愛する。
　図１４は、本発明の第３の実施の形態に係る空気孔プレート（ベースプレート３２および旋回プレート３３）を下流側から見た図である。
　本実施の形態でＦ２バーナ、Ｆ３バーナおよびＦ４バーナに設けられた溝３６は、先の２つの実施の形態のように円周状に配列された複数の空気孔３１を底部に備える環状の溝ではなく、１つの空気孔３１に対して１つずつ設けられた独立した溝である点で先の２つの実施の形態のものと異なる。
　本実施の形態に係る複数の溝３６は、それぞれ１つの空気孔３１の出口に連結しており、その連結部から所定の距離だけ当該空気孔３１の空気噴出方向に沿って旋回プレート３３上に延在して設けられている。なお、言うまでもないが、溝３６の延設距離は、円周方向において空気流通方向の下流側に位置する他の空気孔３１までの距離未満となる。
[規則91に基づく訂正 29.07.2014]　
　図１５は図１４中の点線の矩形で囲んだ領域の拡大図であり、図１６は図１５中のＡ－Ａ’断面の斜視図である。これらの図に示すように、本実施の形態に係る溝３６が旋回プレート３３上で延在する方向は、空気孔３１からの空気の噴出方向を規定する中心軸を旋回プレート３３に対して正射影して得られる直線（たとえば、図１５中の矢印Ｌ３６）の方向に相当し、図示した例では、各空気孔３１が含まれる空気孔列が形成する円周の接線方向に一致している。すなわち、本実施の形態に係る溝３６は、各空気孔３１が含まれる空気孔列が形成する円周についての、当該空気孔３１の位置における接線方向に延在している。各溝３６における空気噴出方向の下流側には、空気噴出方向の下流側に向かって徐々に溝３６の深さが浅くなる傾斜部６６が設けられている。
　本実施の形態における燃料と空気の流れを図１７で説明する。図１７は、図１５中のＢ－Ｂ’断面について、燃料と空気の流れを模式的に示した断面図である。本実施の形態に係る空気孔３１の内部では、図に示すように、第１および第２の実施の形態と同じく燃料噴流３４と空気噴流３５が混合して未燃予混合気となり、当該未燃予混合気は旋回プレート３３において旋回を付与されて、燃焼室５０に供給される。そして、未燃予混合気は、空気孔３１の中心軸方向に沿って噴出される未燃予混合気主流３８と、溝３６の表面に沿って流れる未燃予混合気副流３９に分かれる。
　未燃予混合気主流３８は、そのまま燃焼室５０に供給される。一方、未燃予混合気副流３９は、空気孔３１の出口に接続する溝３６に沿って流れた後に、燃焼室５０に供給される。燃焼器ライナ１０の軸方向から見ると、溝３６の延設方向は空気孔３１の旋回方向（中心軸の方向）と一致しているため、溝３６を円周方向（環状）に設けた第１および第２の実施の形態と比べて未燃予混合気副流３９の運動量を効率良く活用することができ、未燃予混合気副流３９を溝３６内の全域に渡って容易に流すことができる。そのため、旋回プレート３３への火炎付着が効果的に防止できる。また、それぞれの溝３６が独立であるために、溝３６において隣り合う空気孔３１から供給される未燃予混合気副流３９との干渉が防止できる。
　したがって、本実施の形態によっても、バーナ５の中央は旋回プレートに火炎を付着させて燃焼安定性を確保し、バーナ５の外周は旋回プレートに火炎を付着させずに低ＮＯｘ燃焼させて、安定燃焼と低ＮＯｘ燃焼が両立できる。
[規則91に基づく訂正 29.07.2013]　
　図１８は本実施の形態に係る溝３６の拡大図であり、図１９は本実施の形態に係る溝３６の変形例の拡大図である。本実施の形態に係る溝3６の幅W３６（図１６参照）は、図１８に示すように、空気孔３１の孔径と同等の寸法で一定に保持したが、図１９に示したように、溝３６Ａにおける空気噴出方向の下流側に向かって当該溝３６Ａの幅Ｗ３６Ａを徐々に拡大させ、未燃予混合気副流３９の幅を広げながら燃焼室５０に流す構造を採用しても良い。図１９のような溝３６Ａを形成すると、溝の幅が一定の場合と比較して広範な領域に未燃予混合気副流３９を流すことができるため、旋回プレート３３への火炎の付着が広範に抑制し易い。また、旋回プレート３３の残肉部３７が小さくなるため、残肉部３７への火炎付着も防止できる。
[規則91に基づく訂正 29.07.2013]　
　なお、上記の各実施の形態では、旋回プレート３３（空気孔プレート）の中心に対して複数の燃料ノズル及び空気孔を同心状に複数（８列）配置して構成した燃焼器を例に挙げて説明したが、旋回プレート３３上の複数の点に対して複数の燃料ノズル及び空気孔を同心状に配置して構成した燃焼器（マルチ噴射式の燃焼器）についても本発明は適用可能である。この場合の一例を第４の実施の形態として、図２０から図２３を用いて説明する。
　（４）第４の実施の形態
　本実施の形態に係るガスタービン及びガスタービン燃焼器も第１の実施の形態に係るものと基本的な構成は共通しているため、ここでは相違する部分について主に説明する。
　図２０は、本発明の第４の実施の形態に係るガスタービン燃焼器の断面図であり、第１の実施の形態に係る図２に相当する図である。図２１は、本発明の第４の実施の形態に係る空気孔プレートを下流側から見た図であり、第１の実施の形態に係る図４に相当する図である。
　これらの図に示すガスタービン燃焼器は、同心円状に複数列（３列）の燃料ノズル３０及び空気孔３１をそれぞれ配置して構成した１組のバーナ４１，４２を複数備えている。具体的には、１列目に６個、２列目に１２個、３列目に１８個の燃料ノズル３０及び空気孔３１をそれぞれ配置して１組のバーナが構成されている。そして、ガスタービン燃焼器２の軸中心に、パイロットバーナ４１としてこのバーナを１組配設し、その周囲にメインバーナ４２としてこのバーナを６組配設して、計７組のバーナから成るマルチバーナ構造としている。
　本実施の形態に係るバーナには、燃料遮断弁２１０を備えた燃料系統２００を通じて燃料が供給されており、燃料系統２００から分岐したＦ１燃料流量調節弁２１１を備えたＦ１燃料系統２０１と、燃料系統２００から分岐したＦ２燃料流量調節弁２１２を備えたＦ２燃料系統２０２と、燃料系統２００から分岐したＦ３燃料流量調節弁２１３を備えたＦ３燃料系統２０３と、燃料系統２００から分岐したＦ４燃料流量調節弁２１４を備えたＦ４燃料系統２０４の４つの燃料系統が配設されている。
[規則91に基づく訂正 29.07.2013]　
　Ｆ１燃料系統２０１を通じて供給されるＦ１燃料の流量は、Ｆ１燃料流量調節弁２１１によって調節されて、パイロットバーナ４１であるＦ１バーナ４３に供給される。Ｆ２燃料系統２０２を通じて供給されるＦ２燃料の流量は、Ｆ２燃料流量調節弁２１２によって調節されて、メインバーナ４２のうちバーナ２組の１列目であるＦ２バーナ４４に供給される。Ｆ３燃料系統２０３を通じてバーナ５に供給されるＦ３燃料の流量は、F3燃料流量調節弁２１３によって調節されて、メインバーナ４２のうちバーナ４組の１列目であるＦ３バーナ４５に供給される。Ｆ４燃料系統２０４を通じてバーナ５に供給されるＦ４燃料の流量は、F4燃料流量調節弁２１４によって調節されて、メインバーナ４２のバーナ全組の２、３列目であるＦ４バーナ４５に供給される。
　第１の実施の形態と同じく、燃料系統２０１～２０４の４つの系統から燃料を供給する構造によって、ガスタービンの燃料流量変化に対し燃料供給する燃料ノズルの本数を段階的に変化させる燃料ステージングが可能となり、ガスタービン部分負荷運転時の燃焼安定性の確保と低ＮＯｘ化が可能となる。
　さらに、旋回プレート３３において、それぞれのバーナの１列目、２列目、３列目の空気孔３１に旋回成分が付与されている。そのため、図２０に示すように、各バーナで旋回流６０が形成する。この旋回流６０によって、各バーナで循環流６１が形成し、火炎面６２が形成して安定燃焼する。
　図２２は、図２０において一点鎖線の矩形で囲んだ旋回プレート３３の一部（Ａ部）の拡大図であり、図２３は、図２１において一点鎖線の円で囲んだメインバーナ４２の１組（Ｂ部）の拡大図である。マルチバーナ構造では、各バーナの１列目において旋回プレート３３に火炎を付着させて燃焼安定性を確保し、２列目と３列目において旋回プレート３３に火炎を付着させずに低ＮＯｘ燃焼する。本実施の形態では、各バーナの２列目と３列目に溝３６を設けた。なお、図２２に示したように、各空気孔３１は先の各実施の形態のものと同様に旋回角を有する旋回空気孔で構成されている。
[規則91に基づく訂正 29.07.2013]　
　本実施の形態のように溝３６を設けると、溝３６に空気孔３１から供給される燃料と空気の未燃予混合気の一部（未燃予混合気副流）が流れるため、２列目の空気孔間および３列目の空気孔間への火炎の付着が防止できる。さらに、溝３６の幅を空気孔３１の直径以上にして残肉部３７の幅を消炎距離以下とすることで、残肉部３７への火炎の付着が防止できる。かくして、マルチバーナ構造の各バーナで、安定燃焼と低ＮＯｘ燃焼が両立できる。したがって、本実施の形態によれば、各バーナの１列目では旋回プレートに火炎を付着させて燃焼安定性を確保でき、各バーナの２列目と３列目は旋回プレートに火炎を付着させずに低ＮＯｘ燃焼させて、安定燃焼と低ＮＯｘ燃焼が両立できる。
　なお、本実施の形態では、パイロットバーナ４１とメインバーナ４２の全てのバーナにおける２列目と３列目に溝３６を配設したが、パイロットバーナ４１の２列目と３列目の溝３６は省略可能である。パイロットバーナ４１における２列目と３列目の溝３６を省略すれば、燃焼安定性をさらに強化できる。
　ところで、本発明は、上記の実施の形態に限定されるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲内の様々な変形例が含まれる。例えば、本発明は、上記の実施の形態で説明した全ての構成を備えるものに限定されず、その構成の一部を削除したものも含まれる。また、ある実施の形態に係る構成の一部を、他の実施の形態に係る構成に追加又は置換することが可能である。
[規則91に基づく訂正 29.07.2013]　
　１：圧縮機、２：ガスタービン燃焼器、３：タービン、４：ケーシング、５：バーナ、１０：燃焼器ライナ、１１：フロースリーブ、１２：尾筒内筒、１３：尾筒外筒、１４：スプリングシール、１５：サポート、２０：発電機、２１：シャフト、３０：燃料ノズル、３１：空気孔、３２：ベースプレート、３３：旋回プレート、３４：燃料噴流、３５：空気噴流、３６：溝、３７：残肉部、３８：未燃予混合気主流、３９：未燃予混合気副流、４０：燃料ヘッダ、５０：燃焼室、１００：吸い込み空気、１０１：高圧空気、１０２：高温燃焼ガス、１０３：排ガス、２００：燃料系統、２０１：Ｆ１燃料系統、２０２：Ｆ２燃料系統、２０３：Ｆ３燃料系統、２０４：Ｆ４燃料系統、２１０：燃料遮断弁、２１１：Ｆ１燃料流量調節弁、２１２：Ｆ２燃料流量調節弁、２１３：Ｆ３燃料流量調節弁、２１４：Ｆ４燃料流量調節弁、１０００：ガスタービンプラント

Claims (7)

  1. 　燃料と空気とを燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼室と、
    　燃料を噴出する複数の燃料ノズルが配設された燃料ヘッダと、
    　前記複数の燃料ノズルから噴射される燃料と空気とを前記燃焼室に噴出する複数の空気孔が形成された空気孔プレートと、
    　前記空気孔プレートにおける前記燃焼室側の面上に前記空気孔と連結して設けられた溝とを備えることを特徴とするガスタービン燃焼器。
  2. [規則91に基づく訂正 29.07.2013]　
    　請求項１に記載のガスタービン燃焼器において、
    　前記空気孔は、その中心軸が燃焼器ライナの軸方向と所定の角度をなすように前記空気孔プレートに斜めに形成されており、
    　前記溝は、前記空気孔からの空気の噴出方向の下流側に位置するように設けられていることを特徴とするガスタービン燃焼器。
  3. 　請求項１に記載のガスタービン燃焼器において、
    　前記溝は、前記空気孔プレート上に複数設けられており、
    　当該複数の溝のうち隣接する２つの溝が形成する間隙の寸法は、消炎距離以下に設定されていることを特徴とするガスタービン燃焼器。
  4. 　請求項３に記載のガスタービン燃焼器において、
    　前記複数の溝は、中心が同じで半径の異なる円周形状の複数の溝であり、
    　前記複数の溝のうち半径方向において隣接する２つの溝の間隙寸法は、消炎距離以下に設定されていることを特徴とするガスタービン燃焼器。
  5. 　請求項４に記載のガスタービン燃焼器において、
    　前記空気孔プレートの中心からの径方向距離が所定値未満の第１領域では、前記溝は設けられておらず、当該第１領域に含まれる前記複数の空気孔の前記燃焼室側の開口端は前記空気孔プレート上に位置しており、
    　前記空気孔プレートの中心からの径方向距離が所定値以上の第２領域では、前記溝が設けられており、当該第２領域に含まれる前記複数の空気孔の前記燃焼室側の開口端は前記溝の底部に位置しており、
    　前記第２領域に含まれる前記複数の空気孔の孔径は、前記第１領域に含まれる前記複数の空気孔の孔径よりも大きいことを特徴とするガスタービン燃焼器。
  6. 　請求項２に記載のガスタービン燃焼器において、
    　前記溝は、前記複数の空気孔に含まれる１つの空気孔に対して１つずつ設けられている複数の溝であることを特徴とするガスタービン燃焼器。
  7. 　請求項１から６のいずれかに記載のガスタービン燃焼器において、
    　前記複数の燃料ノズルのそれぞれの軸方向の下流側には、前記空気孔が１つずつ配置されており、
    　前記燃料ノズルから噴出される燃料と前記空気孔を通過する空気は同軸噴流を形成することを特徴とするガスタービン燃焼器。
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3141817A1 (en) * 2015-09-10 2017-03-15 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Gas turbine combustor
JP2020159591A (ja) * 2019-03-25 2020-10-01 三菱日立パワーシステムズ株式会社 燃焼器及びガスタービン
US11156164B2 (en) 2019-05-21 2021-10-26 General Electric Company System and method for high frequency accoustic dampers with caps
US11174792B2 (en) 2019-05-21 2021-11-16 General Electric Company System and method for high frequency acoustic dampers with baffles
WO2023145218A1 (ja) * 2022-01-31 2023-08-03 株式会社Ihi 燃焼装置およびガスタービンシステム

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20170248318A1 (en) * 2016-02-26 2017-08-31 General Electric Company Pilot nozzles in gas turbine combustors
US10641176B2 (en) * 2016-03-25 2020-05-05 General Electric Company Combustion system with panel fuel injector
US10273913B2 (en) * 2017-05-25 2019-04-30 The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy Multi-mode thermoacoustic actuator
KR20190040666A (ko) * 2017-10-11 2019-04-19 두산중공업 주식회사 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈
KR102046455B1 (ko) * 2017-10-30 2019-11-19 두산중공업 주식회사 연료 노즐, 이를 포함하는 연소기 및 가스 터빈
JP6935327B2 (ja) * 2017-12-28 2021-09-15 三菱パワー株式会社 制御装置、ガスタービン、制御方法及びプログラム
JP7044669B2 (ja) * 2018-09-05 2022-03-30 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
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
JP7257350B2 (ja) * 2020-03-16 2023-04-13 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
CN111928295B (zh) * 2020-09-08 2024-05-14 中国科学院工程热物理研究所 微预混值班喷嘴组件及燃气轮机微预混燃烧室
KR102415892B1 (ko) 2021-01-27 2022-06-30 두산에너빌리티 주식회사 마이크로 믹서 및 이를 포함하는 연소기
CN113028449B (zh) * 2021-02-26 2023-03-17 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 一种燃气发生器流线型燃料分流盘
US20230204213A1 (en) * 2021-12-29 2023-06-29 General Electric Company Engine fuel nozzle and swirler
US11828465B2 (en) 2022-01-21 2023-11-28 General Electric Company Combustor fuel assembly
US11867392B1 (en) * 2023-02-02 2024-01-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor with tangential fuel and air flow

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3960166B2 (ja) 2001-08-29 2007-08-15 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器およびガスタービン燃焼器の運転方法
JP4838107B2 (ja) 2006-12-11 2011-12-14 株式会社日立製作所 ガスタービン、高湿分利用ガスタービン及びガスタービンに用いられる燃焼器

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4100733A (en) * 1976-10-04 1978-07-18 United Technologies Corporation Premix combustor
US5927076A (en) 1996-10-22 1999-07-27 Westinghouse Electric Corporation Multiple venturi ultra-low nox combustor
US6813889B2 (en) 2001-08-29 2004-11-09 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor and operating method thereof
US6928823B2 (en) 2001-08-29 2005-08-16 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor and operating method thereof
JP2005106305A (ja) * 2003-09-29 2005-04-21 Hitachi Ltd 燃料燃焼用ノズルおよびガスタービン燃焼器の燃料供給方法
JP2008111651A (ja) * 2006-10-02 2008-05-15 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の燃料供給方法
JP5188238B2 (ja) 2007-04-26 2013-04-24 株式会社日立製作所 燃焼装置及びバーナの燃焼方法
US20080268387A1 (en) * 2007-04-26 2008-10-30 Takeo Saito Combustion equipment and burner combustion method
JP4812701B2 (ja) 2007-06-28 2011-11-09 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燃焼器の燃料供給方法
JP4854613B2 (ja) * 2007-07-09 2012-01-18 株式会社日立製作所 燃焼装置及びガスタービン燃焼器
JP4922878B2 (ja) * 2007-09-19 2012-04-25 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器
JP2009287910A (ja) 2008-05-27 2009-12-10 Shigeto Matsuo 燃料吸引型小型ガスタービン
US8220270B2 (en) 2008-10-31 2012-07-17 General Electric Company Method and apparatus for affecting a recirculation zone in a cross flow
JP4961415B2 (ja) * 2008-12-04 2012-06-27 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器
US8851402B2 (en) 2009-02-12 2014-10-07 General Electric Company Fuel injection for gas turbine combustors
US8234871B2 (en) * 2009-03-18 2012-08-07 General Electric Company Method and apparatus for delivery of a fuel and combustion air mixture to a gas turbine engine using fuel distribution grooves in a manifold disk with discrete air passages
US8763399B2 (en) * 2009-04-03 2014-07-01 Hitachi, Ltd. Combustor having modified spacing of air blowholes in an air blowhole plate
US20100281869A1 (en) * 2009-05-06 2010-11-11 Mark Allan Hadley Airblown Syngas Fuel Nozzle With Diluent Openings
JP2010274311A (ja) 2009-05-29 2010-12-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 板状体の製造方法、燃焼筒の製造方法、ガスタービン燃焼器およびガスタービン
US8261555B2 (en) * 2010-07-08 2012-09-11 General Electric Company Injection nozzle for a turbomachine
US8511092B2 (en) * 2010-08-13 2013-08-20 General Electric Company Dimpled/grooved face on a fuel injection nozzle body for flame stabilization and related method
CN201817505U (zh) 2010-10-27 2011-05-04 郑州豫兴耐火材料有限公司 一种低矮型高风温顶燃式热风炉
JP5630424B2 (ja) * 2011-11-21 2014-11-26 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

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3960166B2 (ja) 2001-08-29 2007-08-15 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器およびガスタービン燃焼器の運転方法
JP4838107B2 (ja) 2006-12-11 2011-12-14 株式会社日立製作所 ガスタービン、高湿分利用ガスタービン及びガスタービンに用いられる燃焼器

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3141817A1 (en) * 2015-09-10 2017-03-15 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Gas turbine combustor
JP2020159591A (ja) * 2019-03-25 2020-10-01 三菱日立パワーシステムズ株式会社 燃焼器及びガスタービン
JP7287811B2 (ja) 2019-03-25 2023-06-06 三菱重工業株式会社 燃焼器及びガスタービン
US11156164B2 (en) 2019-05-21 2021-10-26 General Electric Company System and method for high frequency accoustic dampers with caps
US11174792B2 (en) 2019-05-21 2021-11-16 General Electric Company System and method for high frequency acoustic dampers with baffles
WO2023145218A1 (ja) * 2022-01-31 2023-08-03 株式会社Ihi 燃焼装置およびガスタービンシステム

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