JPH07501876A - 低ＮＯｘ燃焼 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 低ＮＯｘ燃焼 技術分野 本発明は、ガスタービンエンジン用の低ＮＯｘノ＜−すに関し、特に希薄混合気 バーナの安定性及び燃焼効率の改良に関する。

発明の背景 ガスタービン空気流ンからの一酸化窒素の放出は、光化学スモッグ生成の一因と なる。そして、燃焼器で発生するＮＯｘを低減する効果的な方法は、混合気全体 が燃料希薄となるような割合で（燃焼前に）燃料と空気とを混合することにより 、火炎の温度を低くすることである。もし燃焼器が全出力状態で希薄混合気でも って作動するように設計され、それから燃料の流量が部分出力状態に減少される と、予混合空気システムは安定燃焼を支持することが非常に難しくなってくる。

その結果、燃焼を支持するための方法を採らなければならない。このため、従来 は、例えば、燃焼区域の一部分を閉じて他の残りの燃焼区域を濃厚区域とする方 法が採られたり、又は可変幾何学的空気通路を用い、これにより通常は燃焼器に 入る空気の一部分を燃焼室の周囲にバイパスして燃焼室の混合気を濃厚とする方 法が採られている。

希薄予混合燃焼の作動範囲を増大する方法は、しかし、何らかの問題を残すもの である。例えば、上述した前者の方法は、制御システムを複雑にし、また２つの 燃焼区域を分離する冷却燃焼器壁を追加して設けることを必要とさせる。また、 上述した後者の方法すなわち可変幾何学的空気通路を使用する方法では、コスト を重視するか又は信頼性を重視するか、どこかで妥協しなければならない。した がって、本発明は発生する問題を最小にする方法を提供するためになされたもの である。

発明の概要 本発明によれば、少量のパイロット燃料が燃焼区域の一部分に噴射されて小さい 度合の濃厚区域を生成し、これにより増大作動範囲における火炎の安定性を増大 するに加えて、低出力燃焼効率を大きく増大することができる。雑誌“エネルギ ジャーナル（Ｊｏｕｒｎａｌ　ｏｆＥｎｅｒｇｙ）　”　（１９８０年、４巻） に著者ジョンマクヴエー（Ｊｏｈｎ　ＭｃＶｅｙ）及びジョン　ビー・ケネディ ー（Ｊｏｈｎ　Ｂ、　Ｋｅｎｎｅｄｙ）により記載されている論文“予混合、予 気化燃焼器のための希薄安定性の増大（ＬｅａｎＳｔａｂｉｌｉｔｙ　Ａｕｇｍ ｅｎｔａｔｉｏｎ　ｆｏｒ　Ｐｒｅｍｉｘｉｎｇ、　Ｐｒｅｖａｐｏｒｉｚｉｎ ｇ　Ｃｏｍｂｕｓｔｏｒｓ）″には、多孔板から成る保炎板を使用している液体 燃料希薄、予混合燃焼システムが述べられている。そして、その中には、中央に 配置された８５°の円すいオイルスプレィを使用して燃焼器効率を大幅に改良す ることが示されている。

そこで、本発明は、パイロット燃料をガス燃焼低ＮＯｘバーナに適用するように したものである。すなわち、本発明によれば、空気及びガス状燃料が予混合管の 配列体において完全に混合される。この主燃料を空気流れに導入する方法は、導 入点から燃焼点までの距離が完全な混合を大体達成するのに十分でなければなら ないことを除いては、重大ではない。乱流発生器又は他の適当な装置を使用して 混合を増す方法を用いてもよいものである。

達成しようとする完全な混合のために必要とされる時間は、自点火時間よりも短 くなければらない。したがって、高い圧縮機排出温度を生じさせる高圧比エンジ ンの早すぎる自点火を除去するには、多少の困難が予想される。

燃料・空気混合気は、管から多孔表面であるバーナ隔壁の底部区域に排出される 。多数の管は、それらの管内に形成される循環区域の各々の寸法が小さくなるよ うにして、使用される。循環区域の寸法を小さくすることにより、循環区域に燃 焼生成物が滞留する時間を短（することができる。これは、また、−酸化窒素の 低放出を達成するために有益である。燃焼器隔壁の総面積に対する開口面積の割 合は、適度の燃焼器圧力損失でもって良好な安定性を達成するために、はぼ０゜ ２としなければならない。

各導入点のまわりの循環区域は、燃焼生成物を含むとともに、全てが希薄混合気 バーナのために過剰の酸素を含む。このような循環区域にパイロット燃料を導入 することにより、熱い酸素の存在の下でパイロット燃料が燃焼を開始することが できる。この場合、パイロット燃料は、それぞれ独立する循環区域の各々に滞留 している循環ガスと混合するような方法で、隔壁の面と平行にして導入される。

このようなパイロット燃料の平行導入により、ガス噴流は低い運動量の循環区域 を貫くように横切ることができる。ガス噴流の数及び方位は、循環流れのほとん ど又は全てがパイロットガス噴流によって貫かれるように選定される。

図面の簡単な説明 図１は、本発明を筒形燃焼器のバーナに実施した例を示す断面図である。

図２は、図１の２−２線に沿う該バーナの正面図である。

図３は、図１の燃焼器における燃焼区域でのガス流れを説明するための図である 。

図４は、本発明を環状燃焼器のバーナに実施した例を示す断面図である。

図５は、図４の５−５線に沿う該バーナの正面図である。

好適な実施例の説明 図１は、本発明を実施した筒形燃焼器のバーナを示す。ガスタービンエンジンの 圧縮機からの空気流れ１０はプリナム１２に流入する。そして、このプリナム１ ２から、空気流れ１０の一部分例えば３５％の空気流れ１４が、冷却及び希薄用 空気１８として、燃焼器ライナ１６の壁のまわりを通して流れる。空気流れ１０ の残り、例えば６５％の空気流れ２０は、複数のカス状燃料予混合管２２を通し て燃焼器２４内に流れる。

隔壁板又は保炎板２６は、燃焼器２４に面する面２８を有する。

保炎板２６には複数の軸方向穴が貫通して穿設されており、これらの各穴を通し て予混合管２２が延びている。そして、これらの燃料予混合管２２は保炎板２６ の面２８で終っている開口端３０を有する。

主ガス状燃料流れ３２は、弁３４により調節されてヘッダ３６内に流入する。そ して、このヘッダ３６から、燃料流れ３２は開口３８を通して燃料予混合管２２ 内に流れ３７となって流れる。燃料は、各燃料予混合管２２の長さに沿って流れ るにつれて空気と混合する。これにより、希薄の空気・燃料混合気３９がこれら 予混合管２２を出て、燃焼器２４内に流れる。この混合気は、それから、通常の 適当な方法によって点火され、これにより保炎板２６の正面の燃焼器２４内に複 数の独立する火炎が形成される。

必要に応じて弁４２により調節され得るパイロット燃料４０は、管路４４を通し てパイロ、ト管４６に流入する。このパイロット管４６は、保炎板２６の面２８ を多少過ぎて延びていると共に、パイロット燃料５０を保炎板２６の面２８と実 質的に平行にして向ける複数のパイロットジェット開口４８を有する。

パイロット燃料の噴射パターンは、図２に良く示されている。パイロット燃料５ ０の噴流は、各パイロット開口４８にそれぞれ最も近い２つの予混合管５２（こ れら予混合管５２は図１に示した予混合管２２のうち内周側に配置されている予 混合管であって、説明の便宜上符号５２で示されている）の想像延長部分間を通 るように向けられる。これにより、パイロット燃料（ガス）の一部分は、各パイ ロット開口４８から一層遠（離れている予混合管５４（これら予混合管５４は図 １に示した予混合管２２のうち外周側に配置されている予混合管であって、説明 の便宜上符号５４で示されている）に隣接する区域に連続して流れることができ る。

ガスタービンエンジンの全負荷運転時には、総流量の約５％のガス状燃料がパイ ロット噴流として噴射される。このような時には、空気温度が上昇し、例えば圧 力比が２０：１のエンジンの場合には約４５５℃となる。そして、負荷が減少さ れた運転時には、燃料は空気流れよりも一層減少されるものであり、これにより 予混合管を出る希薄混合気は一層希薄な混合気となる。更に、空気温度が無負荷 運転時の減少レベルまで、典型的には適度の圧力比エンジンの場合には２０５° Ｃまで降下する。

好適には、パイロットジェット開口４８から噴射される燃料の量は、負荷が減少 しても弁４２を調節しないことにより、実質的に一定に維持される。すべての負 荷減少は、弁３４を調節することにより行われる。

空気が低い温度のために、ＮＯｘを増加することなしに、パイロット区域での燃 料・空気比を高くすることができる。更に、希薄火炎の安定性が増大され、燃焼 効率が増大される。

次に図３を参照するに、燃焼器内に入来する空気・燃料混合気は実質的に火炎エ ンベロープ５８内で燃焼し、その燃焼生成物及び酸素が流れ６０で示すように循 環する。この循環流れ６０は、比較的酸素の豊富な熱いガスである。輻射により また循環ガスとの接触により加熱されたパイロット燃料５０は、火炎の基部近く に着火点６２を形成する。通常、着火は、入来する希薄の空気・燃料混合気３９ による搬送により供給される燃料によって、着火点６４で開始する。そして、パ イロット燃料５０の噴射でもって生じた加熱局部濃厚ガスにより、燃料が豊富で 非常に集中された局部区域で着火及び燃焼が確立される。この結果、火炎の安定 性が得られ、燃焼効率が改良される。その燃焼ガスは少量の高温ガスであるので 、パイロットのＮＯｘの増大は使用上無視してもよいものである。

次に、図４は本発明を実施した環状燃焼器のバーナを示す。環状保炎板２６の正 面２８は多少折り曲げられて、予混合管２２に対して実質的に垂直な中央面部分 ７ｏと、この中央面部分がら４５°、好適には５０゜よりも小さい角度で延びて 続く周囲面部分７２とを形成している。そして、幾つかの予混合管７４がこの周 囲面部分７２を通して延びている。

この図４に例示されているパイロット管は、供給管７８からのガスを受け入れる 環状リング７６を有する。

ガス噴流８０は、折り曲げられた保炎板２６の周囲面部分７２と衝突するように 向けられ、これによりパイロット燃料を図４に示されている折り曲げられた保炎 板２６の中央面部分７０と実質的に平行にして導入するようにしている。

なお、この特別の実施例において、中央オイルガン８２が二重燃料（油とガス） を供給する目的のために設けられている。

図５は、各パイロット開口にそれぞれ最も近い２つの予混合管の想像延長部分間 を通るパイロット噴流８０の方位を示している。この場合において、パイロット 燃料の噴射は一層遠（離れた仮定の延長部分上の衝突物に向って行われる。

補正書の写しく翻訳文）提出書 （特許法第１８４条の７第１項） 平成６年２月４日

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ガスタービンの燃焼器用の低ＮＯｘバーナにおいて、燃焼器に面する面を有す る保炎板と、この保炎板を貫通する複数の軸方向穴と、これらの各穴を通して延 び、前記保炎板の面で管端が開口して終っているガス状燃料予混合管と、前記保 炎板を通して軸方向に延びていると共に前記保炎板の面を通して延び、前記複数 の燃料予混合管に囲まれて配置されている少なくとも１つのガスパイロット管と 、このガスパイロット管の燃焼器側端に設けられ、燃料の噴流を前記ガスパイロ ット管を通して最も接近する２つの前記燃料予混合管の想像延長部分間の区域に 前記保炎板の面と実質的に平行にして向ける複数のパイロットジェット開口と、 ガスタービン空気流れの一部分を前記予混合管に向ける空気通路とを包含してな る低ＮＯｘバーナ。 ２請求項１記載の低ＮＯｘバーナにおいて、更に、前記予混合管への主燃料流れ の量を変える第１の調節手段と、燃料を前記パイロット管に供給するパイロット 燃料供給手段とを包含してなる低ＮＯｘバーナ。 ３請求項２記載の低ＮＯｘバーナにおいて、更に、前記第１の調節手段とは別に 、パイロット燃料の量を変える第２の調節手段を包含してなる低ＮＯｘバーナ。 ４請求項１記載の低ＮＯｘバーナにおいて、環状の配列に配置された複数の前記 保炎板を包含し、各保炎板は、その燃焼器と面する面が前記予混合管に対して実 質的に垂直な中央面部分と、この中央面部分から５０°よりも小さい角度で延び て連続する２つの周囲面部分とを形成するように折り曲げられた形に形成され、 これら周囲面部分を通して前記予混合管の幾つかが延び、また前記パイロット燃 料はその流れを前記保炎板の面と実質的に平行にして向けられ、この保炎板の面 はパイロット燃料流れの一部分を前記周囲面部分に衝突するように向けるパイロ ット管を具備してなる低ＮＯｘバーナ。 ５請求項３記載の低ＮＯｘバーナにおいて、環状の配列に配置された複数の前記 保炎板を包含し、各保炎板は、その燃焼器と面する面が前記予混合管に対して実 質的に垂直な中央面部分と、この中央面部分から５０°よりも小さい角度で延び て連続する２つの周囲面部分とを形成するように折り曲げられた形に形成され、 これら周囲面部分を通して前記予混合管の幾つかが延び、また前記パイロット燃 料はその流れを前記保炎板の面と実質的に平行にして向けられ、この保炎板の面 はパイロット燃料流れの一部分を前記周囲面部分に衝突するように向けるパイロ ット管を具備してなる低ＮＯｘバーナ。