JPH08128635A

JPH08128635A - ガスタービン

Info

Publication number: JPH08128635A
Application number: JP26646394A
Authority: JP
Inventors: Hirobumi Nakano; 博文中野; Yasuyuki Hamachi; 康之濱地; Hiroshi Ogawa; 博史小川; Toshimitsu Fukui; 俊充福井
Original assignee: Yanmar Diesel Engine Co Ltd
Current assignee: Yanmar Co Ltd
Priority date: 1994-10-31
Filing date: 1994-10-31
Publication date: 1996-05-21

Abstract

(57)【要約】【目的】本発明はガスタービンにおいて、起動点火時
において、メイン燃料弁のみでは、負荷の変化に対応で
きない場合があるので、燃料弁をメイン燃料弁とパイロ
ット燃料弁の両方を具備させて、起動時又は運転時にお
いて、パイロット燃料弁を補助的に使用するものであ
る。【構成】燃焼器にメイン燃料弁２とパイロット燃料弁
３を設け、該メイン燃料弁２とパイロット燃料弁３に燃
料を供給する燃料供給系統の各々には、燃料遮断弁１５
・１６を設け、前記各メイン燃料弁２とパイロット燃料
弁３と燃料遮断弁１５・１６の間には、メイン燃料弁２
側から流量調整弁９と絞り１４、及び、パイロット燃料
弁３側の燃料遮断弁１５が開弁された時に、該開弁前に
メイン燃料弁２側の燃料遮断弁１６を開弁する。メイン
燃料弁２には、始動時に燃料噴射量がパイロット燃料弁
３の燃料噴射量よりも少量とされ、また運転時に負荷の
増大又は減少に応じてパイロット燃料弁３の燃料噴射量
が増減変化すべく構成した。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービンの燃焼器
に配置するメイン燃料弁とパイロット燃料弁に関する。

【０００２】

【従来の技術】従来からガスタービンの燃料ガス制御方
法に関する技術は公知とされている。例えば、特公平５
−７４６９７号公報に記載の技術の如くである。また、
従来のガスタービンは、燃焼器に設けた燃料弁から噴射
される燃料が、始動時と運転時共に、燃焼器内に形成さ
れる保炎部に多量連続的に供給され、ＮＯｘが多量に発
生されていた。また、これを改善する為に、燃焼器内に
水を噴射することも行われているが、そのような水供給
系統を、別に設ける必要があり、装置全体が複雑となる
のみならず、コストアップを招く等の不具合いがあっ
た。

【０００３】

【発明が解決しようとする課題】本発明は上記従来の不
具合いを解消し、低ＮＯｘの排出状態で運転でき、負荷
の変化にスムーズに対応でき、運転中に安定した燃焼状
態を得ることができ、始動時及び運転中のＮＯｘの発生
を少なくしたガスタービンを提供せんとするものであ
る。この課題を達成する為に、パイロット噴射弁とメイ
ン噴射弁の間の燃料切換時において、回転数がダウンす
るのを回避する技術を改良したのである。

【０００４】

【課題を解決するための手段】本発明の解決しようとす
る課題は以上の如くであり、次に該課題を解決するため
の手段を説明する。請求項１においては、燃焼器にメイ
ン燃料弁２とパイロット燃料弁３を設け、該メイン燃料
弁２とパイロット燃料弁３に燃料を供給する燃料供給系
統の各々には、燃料遮断弁１５・１６を設け、前記各メ
イン燃料弁２とパイロット燃料弁３と燃料遮断弁１５・
１６の間には、メイン燃料弁２側から流量調整弁９と絞
り１４、及び、パイロット燃料弁３側の燃料遮断弁１５
が開弁された時に、該開弁前にメイン燃料弁２側の燃料
遮断弁１６が開弁されるように構成した。

【０００５】請求項２においては、メイン燃料弁２に
は、始動時に燃料噴射量がパイロット燃料弁３の燃料噴
射量よりも少量とされ、また運転時に負荷の増大又は減
少に応じてパイロット燃料弁３の燃料噴射量が増減変化
するものである。

【０００６】

【作用】請求項１によれば、起動時にパイロット燃料弁
３のみで運転を開始し、途中でメイン燃料弁２と同時に
燃料噴射する場合に、メイン燃料弁２の方の燃圧が低く
て、噴霧状態が得られず、燃焼状態が悪化したり、消火
するのを阻止することが出来るのである。またパイロッ
ト燃料弁３とメイン燃料弁２により燃料を供給するの
で、起動時にはパイロット燃料弁３のみで運転を開始
し、途中からメイン燃料弁２に切換えることが出来るの
で、低ＮＯｘ濃度の排出状態で、負荷変化にスムーズに
対応することが出来、安全な燃焼状態を得ることが出来
るのである。また、起動時から、低ＮＯｘ濃度の燃焼へ
のスムーズな切換が出来る。

【０００７】請求項２によれば、メイン燃料弁２には、
始動時に燃料噴射量がパイロット燃料弁３の燃料噴射量
よりも少量とされ、また運転時に負荷の増大又は減少に
応じてパイロット燃料弁３の燃料噴射量が増減変化すべ
く構成したので、パイロット燃料弁３を起動時だけでは
なくて、通常の運転時においても、流量調整弁９からの
燃料により燃料吐出を続行させることができ、これによ
っても、メイン燃料弁２を使用した燃焼時に燃焼が不安
定となるのを阻止することが出来るのである。また負荷
に応じて、パイロット燃料弁３の燃料噴射量を変えるこ
とにより、負荷の変化に対してスムーズに対応すること
が出来る。

【０００８】

【実施例】次に実施例を説明する。図１は本発明のガス
タービンに付設する希薄予混合予蒸発形燃焼器の断面
図、図２は図１の燃焼器の燃料配管系統図、図３は図１
の燃焼器による排気ガス分析結果を、ダクト内火炎温度
ＴＩＴに関連して示した図面、図４はパイロット噴射弁
に対する炭酸ガス濃度を示す図面、図５はパイロット噴
射量に対する換算ＮＯｘ濃度を示す図面、図６は同じく
ダクト内混合気の火炎温度に対するＮＯｘ濃度を示す図
面である。尚、図３、図５、図６は、毎時４８リットル
のパイロット噴射量のときの各値（縦軸）を１００％と
して表わす。図７はガスタービンの始動後の経過時間と
ＮＯｘ濃度の変化を示す図面、図８は燃料逃し弁の燃料
戻り系統に、燃料圧力を増加させるオリフィスを設けた
構成の燃料配管系統図、図９は燃料逃し弁とオリフィス
の形状を示す断面図、図１０は時間の経過につれて、圧
縮機吐出圧力ＣＤＰと燃料噴射圧力ＦＯＰと回転数の変
化を示す図面、図１１はタービンノズルの取付方法の改
善構成を示す図面、図１２は同じく図１１の平行ピンと
スリットの関係位置を示す側面図、図１３は従来のター
ビンノズルの取付方法を示す図面、図１４はタービンロ
ータに冷却空気吹出孔を設けた構成を示す俯瞰図、図１
５は同じく図１４の側面図である。

【０００９】図１においては、メイン燃料弁２とパイロ
ット燃料弁３が配置されている。図２においては、該メ
イン燃料弁２とパイロット燃料弁３に燃料を供給する系
統が図示されている。図２において、３Ｋｇ／平方セン
チのクラッキン圧（範囲：３kg／cm²〜６kg／cm²）の逆
止弁１０・１１をメイン燃料弁２の回路に介装してい
る。故に起動時においてパイロット燃料弁３により燃料
を供給し、次にメイン燃料弁２に切換える時に、炎が吹
き消えるのを阻止する為に、メイン燃料弁２とパイロッ
ト燃料弁３との両方を解放するが、この時にメイン燃料
弁２の側には燃料が無いので、燃料圧が低下して充分な
燃料供給が出来ず、大きな回転低下となる。これを逆止
弁１０・１１の開弁圧でメイン燃料弁２の側に抵抗を付
けて、燃料圧の低下を防ぐのである。

【００１０】メイン燃料弁２を使用して燃焼している状
態で不安定な燃焼となるのを防ぐ為に、パイロット燃料
弁３より少量の燃料を噴射する。負荷が小さい時はパイ
ロット燃料弁３より多目に燃料を噴射し、負荷が大きく
なると、少な目に噴射する。流量調整弁９は圧力補償回
路を持っている為に簡単に流量をセットすることができ
る。

【００１１】図１において図示した燃焼器は、ＮＯｘ濃
度を低減する為に希薄予混合予蒸発形燃焼器としてい
る。該燃焼器の内部に、燃焼筒１と予混合ダクト５が配
置されており、該燃焼筒１に向けて点火プラグ４が突出
されており、予混合器に着火する。また燃焼筒１には圧
縮空気取入孔１ａが開口されており、該圧縮空気取入孔
１ａに７Ｋｇ／平方センチ程度の圧縮空気が供給され
る。

【００１２】また燃焼筒１の中央部に向けて、点火プラ
グ４に近い位置まで突出して、パイロット燃料弁３が配
置されている。該パイロット燃料弁３は１本であり、該
パイロット燃料弁３から後方に引っ込んだ位置に、８本
の燃料弁により構成されたメイン燃料弁２が配置されて
いる。該メイン燃料弁２の吐出部には、予混合ダクト５
に連通するスワラー開口部６が設けられている。該スワ
ラー開口部６の部分から、前記圧縮空気取入孔１ａに供
給される７Ｋｇ／平方センチの圧縮空気の一部が供給さ
れて、その圧縮空気により、メイン燃料弁２からの燃料
を予混合する。またパイロット燃料弁３に燃料を供給す
る燃料パイプ８と、メイン燃料弁２とパイロット燃料弁
３からの燃料を燃焼筒１に供給するアシストエアパイプ
７が設けられている。

【００１３】該パイロット燃料弁３はガスタービンの起
動時においては、単独で燃料を吐出し、またガスタービ
ンの停止時にも、最後には単独で使用される。そして、
その中間の段階では、先ずパイロット燃料弁３だけ、次
にパイロット燃料弁３とメイン燃料弁２の両方、次にメ
イン燃料弁２を主体としてパイロット燃料弁３も吐出し
た状態、次に停止の指令がでると、メイン燃料弁２とパ
イロット燃料弁３の両方から、最終的にはパイロット燃
料弁３だけの燃料吐出となり、最後に停止する。またメ
イン燃料弁２への燃料を逆止弁１３と絞り１４と流量調
整弁９を介して、パイロット燃料弁３への回路にバイパ
ス供給すべく構成している。そしてメイン燃料弁２の回
路に、逆止弁１０・１１が配置されており、メイン燃料
弁２へ供給する場合において、燃圧の低下を逆止弁１０
・１１の開弁圧で阻止しているのである。

【００１４】次に図２において説明する。アシストエア
ポンプＰからの圧縮空気が逆止弁１７を介して、アシス
トエアパイプ７からパイロット燃料弁３に供給される。
またガスタービンの圧縮機吐出圧力ＣＤＰの一部が逆止
弁１８を介して、同じくアシストエアパイプ７からパイ
ロット燃料弁３に供給される。燃料供給系統は、燃料パ
イプ８からパイロット燃料弁３への系統と、別にメイン
燃料弁２に燃料を供給する系統が設けられている。そし
て、燃料パイプ８からの燃料は、燃料遮断弁１５を介し
て、パイロット燃料弁３に供給される。

【００１５】ガスタービンを停止する場合には、該燃料
遮断弁１５によりパイロット燃料弁３からの燃料の吐出
を停止し、また燃料遮断弁１６により、メイン燃料弁２
への燃料回路をも停止する。尚、逆止弁１３、１７、１
８はクラッキン圧が０．１kg／cm²以下である。

【００１６】また、本発明においては、メイン燃料弁２
において燃焼時において燃焼が不安定となるのを防ぐ為
に、通常運転中においても、パイロット燃料弁３より少
量の燃料を供給することが出来る機構として、逆止弁１
３と絞り１４と流量調整弁９を具備しているのである。
該流量調整弁９は圧力補償回路を具備しているので、流
量を設定してやれば、負荷が低い時にはパイロット燃料
弁３より多く燃料を供給し、負荷が大きくなるとパイロ
ット燃料弁３より少量を供給することが出来るのであ
る。

【００１７】図３においては、ダクト内火炎温度ＴＩＴ
とＮＯｘ濃度、及び炭酸ガス濃度、酸素比率、発電機出
力の関係を示していく。パイロット噴射量が多くなると
ＮＯｘが多くなり、パイロット噴射量が少ないとＮＯｘ
濃度が低下する。図４においては、パイロット噴射量に
対して炭酸ガス濃度の変化が図示されている。また図５
においては、パイロット噴射量に対して、換算ＮＯｘ濃
度の変化が図示されている。これらの図面においても判
るとおり、パイロット噴射量が増加すると、換算ＮＯｘ
濃度が増加するのである。

【００１８】図６においては、ダクト内火炎温度ＴＩＴ
とパイロット噴射量とＮＯｘ濃度の関係が図示されてい
る。また図７においては、ガスタービンの起動時とその
後の経過が図示されている。そして、メイン燃料弁２と
パイロット燃料弁３の使い分けが図示されている。

【００１９】次に図８，図９，図１０において、燃料逃
し弁Ｖの燃料戻り系統に燃料圧力を増加する為のオリフ
ィス３１を設けた構成を説明する。図８において図示す
る如く、該燃焼器においては、メイン燃料弁は設けられ
ておらず、燃料噴射弁２０が１本だけ設けられている。
そして該燃料噴射弁２０に、アシストエアポンプＰと圧
縮機吐出圧力ＣＤＰから、圧縮空気を供給している点
は、図１・図２の燃焼器の場合と同じである。

【００２０】燃料タンク２８から、燃焼フィードポンプ
２７により燃料を供給し、燃料濾過器３０を経て、燃料
ポンプ２６に燃料を供給している。該燃料ポンプ２６に
おいて、燃料を圧油として吐出し、燃料調量ポート２９
において、機械油圧式ガバナーからの圧油信号と、圧縮
機吐出圧力ＣＤＰを調整するアクチュエータ２２からの
信号により、燃料供給流量を調整する。該燃料調量ポー
ト２９を通過した燃料は燃料遮断弁４４の解放により燃
料噴射弁２０に供給される。

【００２１】該燃料調量ポート２９の部分において、燃
料ポンプ２６から供給される燃料の一部が、燃料戻り系
統２３から戻り、燃料ポンプ２６の前段に再供給されて
いる。該燃料戻り系統２３には、定差圧弁２４と燃料逃
し弁Ｖと燃料安全弁２５が介装されている。燃料安全弁
２５は燃料ポンプ２６を出た直後の位置と燃料戻り系統
２３の間に介装されている。また定差圧弁２４は、燃料
調量ポート２９の前と後から圧力を取り出して、一定の
差圧であるかどうかを判断し、一定差圧以上となると、
燃料戻り系統２３の回路に燃料を逃がすべく構成してい
る。

【００２２】そして、燃料逃し弁Ｖは、燃料安全弁２５
と定差圧弁２４の間の位置で、停止時燃料遮断弁４４が
閉じて燃料ポンプ２６の吐出圧が高圧になるのをさける
ために、燃料戻り系統２３に逃がす為に配置されてい
る。本構成においては、図９に示す如く、該燃料逃し弁
Ｖの内部で燃料戻り系統２３の回路側にオリフィス３１
を介装して、燃料戻り系統２３への戻り圧を制限してい
る。

【００２３】図１０においては、燃料逃し弁Ｖにオリフ
ィス３１を設けた場合において、ガスタービンを停止す
る場合における、燃料噴射圧力と圧縮機吐出圧力ＣＤＰ
の実績値を示す。ガスタービンの停止時において、燃料
遮断弁４４を閉じる信号と、燃料逃し弁Ｖを開ける信号
は、ガスタービンの停止指令と同時に出されるが、電気
的及び機械的な誤差等により、燃料逃し弁Ｖの開放のタ
イミングが燃料遮断弁４４の閉鎖よりも早いと、燃料遮
断弁４４が閉じるまでの間に、燃料圧力が低下して、燃
焼器内の圧力よりも低くなることがあり、これにより圧
縮空気が燃料噴射弁２０内に逆流する。この状態で再起
動をかけても、燃料噴射のタイミングが遅れて着火ミス
を発生してしまうのである。本構成は、燃料逃し弁Ｖの
戻り系統にオリフィス３１を設けて、ガスタービンの停
止中の燃料噴射弁２０内の燃料圧力を上げて、燃焼器内
の圧縮空気の逆流を防止し、再起動時の着火ミスを無く
すのである。

【００２４】次に図１１，図１２において、ラジアルタ
ービンノズルの支持方法について説明する。ラジアルタ
ービンノズルの場合には、熱膨張によりタービンノズル
４３が半径方向に変位する。このタービンノズル４３の
半径方向への変位を許容できるように、タービンノズル
４３に半径方向のスリット３４を設け、該スリット３４
に嵌合する平行ピン３２をバックプレート３５に取り付
けて、バックプレート３５と押え板３３でタービンノズ
ル４３を挟み込むように構成したのである。

【００２５】従来は図１３に示す如く、タービンノズル
４３の熱膨張による伸びを逃がす為に、半径方向に拘束
力が弱い形状の板金部材をバックプレート４５として使
用していた。従来技術の欠点は、バックプレート４５の
製作時に溶接工程が必要となり、溶接後に再び機械加工
が必要であった。また半径方向に軟らかいので機械加工
に時間が掛かり、また押え板も３６と３７を別に設ける
必要があり、コストの上昇となっていた。本構成はこの
点を改善したものである。

【００２６】次に図１４と図１５において、冷却空気取
入口４１と、これに連通した冷却風孔３８を一体的に有
するタービンロータ４０を説明する。ガスタービンの効
率向上の為に、タービン入口温度の上昇をさせる場合
に、動翼の空冷化を行うが、従来は、ディスク部分と翼
を別体構造とし、予め冷却用孔等を翼に加工し、この翼
をディスクに装着していた。この場合には、装着部分の
加工や、翼の固定部分等に費用が掛かり、タービンロー
タ４０全体として非常に高価な部品となっていた。

【００２７】本構成とすることにより、タービンロータ
４０の内部に、冷却空気取入口４１から連通する冷却風
孔３８を設け、該冷却風孔３８の出口を、タービンロー
タ４０の外周に吹出し孔３９として設けたので、比較的
安価に空冷でラジアルタービンノズルのタービンロータ
４０を構成することが出来たのである。

【００２８】

【発明の効果】本発明は以上の如く構成したので、次の
ような効果を奏するのである。請求項１においては、燃
焼器にメイン燃料弁２とパイロット燃料弁３を設け、該
メイン燃料弁２とパイロット燃料弁３に燃料を供給する
燃料供給系統の各々には、燃料遮断弁１５・１６を設
け、前記各メイン燃料弁２とパイロット燃料弁３と燃料
遮断弁１５・１６の間には、メイン燃料弁２側から流量
調整弁９と絞り１４、及び、パイロット燃料弁３側の燃
料遮断弁１５が開弁された時に、該開弁前にメイン燃料
弁２側の燃料遮断弁１６が開弁されるように構成したの
で、起動時にパイロット燃料弁３のみで運転を開始し、
途中でメイン燃料弁２と同時に燃料噴射する場合に、メ
イン燃料弁２の方の燃圧が低くて、噴霧状態が得られ
ず、燃焼状態が悪化したり、消火するのを阻止すること
が出来るのである。またパイロット燃料弁３とメイン燃
料弁２により燃料を供給するので、起動時にはパイロッ
ト燃料弁３のみで運転を開始し、途中からメイン燃料弁
２に切換えることが出来るので、低ＮＯｘ濃度の排出状
態で、負荷変化にスムーズに対応することが出来、安全
な燃焼状態を得ることが出来るのである。また、起動時
から、低ＮＯｘ濃度の燃焼へのスムーズな切換が出来る
のである。

【００２９】請求項２の如く、メイン燃料弁２には、始
動時に燃料噴射量がパイロット燃料弁３の燃料噴射量よ
りも少量とされ、また運転時に負荷の増大又は減少に応
じてパイロット燃料弁３の燃料噴射量が増減変化すべく
構成したので、パイロット燃料弁３を起動時だけではな
くて、通常の運転時においても、流量調整弁９からの燃
料により燃料吐出を続行させることができ、これによっ
ても、メイン燃料弁２を使用した燃焼時に燃焼が不安定
となるのを阻止することが出来るのである。また負荷に
応じて、パイロット燃料弁３の燃料噴射量を変えること
により、負荷の変化に対してスムーズに対応することが
出来るのである。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明のガスタービンに付設する希薄予混合予
蒸発形燃焼器の断面図。

【図２】図１の燃焼器の燃料配管系統図。

【図３】図１の燃焼器による排気ガス分析結果を、ダク
ト内火炎温度ＴＩＴに関連して示した図面。

【図４】パイロット噴射弁に対する炭酸ガス濃度を示す
図面。

【図５】パイロット噴射量に対する換算ＮＯｘ濃度を示
す図面。

【図６】同じくダクト内混合気の火炎温度に対するＮＯ
ｘ濃度を示す図面。

【図７】ガスタービンの始動後の経過時間とＮＯｘ濃度
の変化を示す図面。

【図８】燃料逃し弁の燃料戻り系統に、燃料圧力を増加
させるオリフィスを設けた構成の燃料配管系統図。

【図９】燃料逃し弁とオリフィスの形状を示す断面図。

【図１０】時間の経過につれて、圧縮機吐出圧力ＣＤＰ
と燃料噴射圧力ＦＯＰと回転数の変化を示す図面。

【図１１】タービンノズルの取付方法の改善構成を示す
図面。

【図１２】同じく図１１の平行ピンとスリットの関係位
置を示す側面図。

【図１３】従来のタービンノズルの取付方法を示す図
面。

【図１４】タービンロータに冷却空気吹出孔を設けた構
成を示す俯瞰図。

【図１５】同じく図１４の側面図。

【符号の説明】

１燃焼筒２メイン燃料弁３パイロット燃料弁４点火プラグ５予混合ダクト６スワラー開口部７アシストエアパイプ８燃料パイプ９流量調整弁１０，１１，１３，１７，１８逆止弁１４絞り１５，１６燃料遮断弁Ｐアシストエアポンプ

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者福井俊充大阪府大阪市北区茶屋町１番32号ヤンマーディーゼル株式会社内

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】燃焼器にメイン燃料弁２とパイロット燃
料弁３を設け、該メイン燃料弁２とパイロット燃料弁３
に燃料を供給する燃料供給系統の各々には、燃料遮断弁
１５・１６を設け、前記各メイン燃料弁２とパイロット
燃料弁３と燃料遮断弁１５・１６の間には、メイン燃料
弁２側から流量調整弁９と絞り１４、及び、パイロット
燃料弁３側の燃料遮断弁１５が開弁された時に、該開弁
前にメイン燃料弁２側の燃料遮断弁１６が開弁されるよ
うに構成したことを特徴とするガスタービン。
【請求項２】メイン燃料弁２には、始動時に燃料噴射
量がパイロット燃料弁３の燃料噴射量よりも少量とさ
れ、また運転時に負荷の増大又は減少に応じてパイロッ
ト燃料弁３の燃料噴射量が増減変化することを特徴とす
る請求項１記載のガスタービン。