JPH0882419A - ガスタービン用燃焼器 - Google Patents
ガスタービン用燃焼器Info
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- JPH0882419A JPH0882419A JP21980294A JP21980294A JPH0882419A JP H0882419 A JPH0882419 A JP H0882419A JP 21980294 A JP21980294 A JP 21980294A JP 21980294 A JP21980294 A JP 21980294A JP H0882419 A JPH0882419 A JP H0882419A
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- premixed
- cone
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Abstract
(57)【要約】
【目的】ガスタービン昇速時から定格負荷までの全運転
領域を予混合燃焼のみで対応できるガスタービン用燃焼
器を提供する。 【構成】ガスタービン昇速時から無負荷定格回転数まで
の大幅に空気流量が変わる領域において安定燃焼させる
ために、燃焼器入口から燃焼器出口までの断面積を順次
拡大したコーン型パイロット予混合燃焼器の周囲にメイ
ン予混合燃焼器を設ける。 【効果】ガスタービン昇速時から定格負荷までの全領域
において安定に全予混合燃焼させることができるため、
全運転領域においてＮＯｘ発生量が非常に少ないガスタ
ービン用燃焼器が実現できる。
領域を予混合燃焼のみで対応できるガスタービン用燃焼
器を提供する。 【構成】ガスタービン昇速時から無負荷定格回転数まで
の大幅に空気流量が変わる領域において安定燃焼させる
ために、燃焼器入口から燃焼器出口までの断面積を順次
拡大したコーン型パイロット予混合燃焼器の周囲にメイ
ン予混合燃焼器を設ける。 【効果】ガスタービン昇速時から定格負荷までの全領域
において安定に全予混合燃焼させることができるため、
全運転領域においてＮＯｘ発生量が非常に少ないガスタ
ービン用燃焼器が実現できる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はガスタービンに適用する
燃焼器に係り、特にガスタービンの起動から全負荷まで
を全予混合燃料のみで燃焼させ、ＮＯｘ発生量を低減す
るに好適なガスタービン用燃焼器に関する。
燃焼器に係り、特にガスタービンの起動から全負荷まで
を全予混合燃料のみで燃焼させ、ＮＯｘ発生量を低減す
るに好適なガスタービン用燃焼器に関する。
【０００２】
【従来の技術】通常、燃焼器は、低ＮＯｘ化の観点から
拡散燃焼と予混合燃焼との２つの燃焼方式を併用した２
段燃焼となし、ガスタービンの起動から部分負荷までは
拡散燃焼を行い、部分負荷から定格負荷までは予混合燃
焼を行うようにしているのが普通である。
拡散燃焼と予混合燃焼との２つの燃焼方式を併用した２
段燃焼となし、ガスタービンの起動から部分負荷までは
拡散燃焼を行い、部分負荷から定格負荷までは予混合燃
焼を行うようにしているのが普通である。
【０００３】例えば、特開平1−54122号公報には拡散燃
焼と予混合燃焼とを用いた２段燃焼の燃焼器が開示され
ている。
焼と予混合燃焼とを用いた２段燃焼の燃焼器が開示され
ている。
【０００４】この場合は、２段目の燃焼が予混合燃焼と
なっており、予混合器の内部に設けられている予混合ス
ワラにより、空気と燃料とが混合し予混合気となって燃
焼室の中に供給され、燃焼することになる。低ＮＯｘ化
に対してはこの予混合燃焼領域を広くし拡散燃焼領域を
狭くあるいは拡散燃焼そのものをなくすことが重要であ
る。
なっており、予混合器の内部に設けられている予混合ス
ワラにより、空気と燃料とが混合し予混合気となって燃
焼室の中に供給され、燃焼することになる。低ＮＯｘ化
に対してはこの予混合燃焼領域を広くし拡散燃焼領域を
狭くあるいは拡散燃焼そのものをなくすことが重要であ
る。
【０００５】また、入口から出口までの断面積が順次広
がった燃焼器としては、特開平2−275221号公報，特開
昭59−101551号公報及び、特開昭59−129330号公報に記
載されている。
がった燃焼器としては、特開平2−275221号公報，特開
昭59−101551号公報及び、特開昭59−129330号公報に記
載されている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】ガスタービンの起動か
ら定格負荷まで、特に、ガスタービンの昇速時において
は燃焼用空気流量が大幅に変わるため、燃焼安定性の観
点からガスタービン昇速時の着火時から部分負荷時まで
は拡散燃焼を使わざるを得なかった。このため、ガスタ
ービンの起動から部分負荷までは高いＮＯｘ発生量とな
っていた。
ら定格負荷まで、特に、ガスタービンの昇速時において
は燃焼用空気流量が大幅に変わるため、燃焼安定性の観
点からガスタービン昇速時の着火時から部分負荷時まで
は拡散燃焼を使わざるを得なかった。このため、ガスタ
ービンの起動から部分負荷までは高いＮＯｘ発生量とな
っていた。
【０００７】本発明は上記の問題に鑑みなされたもの
で、ガスタービンの昇速時の着火時から定格負荷時まで
全て予混合燃焼を安定に行わせ、ガスタービンの起動か
ら定格負荷までを低ＮＯｘ化できるガスタービン用燃焼
器を提供することを目的とする。
で、ガスタービンの昇速時の着火時から定格負荷時まで
全て予混合燃焼を安定に行わせ、ガスタービンの起動か
ら定格負荷までを低ＮＯｘ化できるガスタービン用燃焼
器を提供することを目的とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】上記の目的を達成するた
めには、ガスタービン昇速時から無負荷定格回転数まで
の大幅に空気流量が変わる領域においても予混合燃料を
安定に燃焼させることのできる予混合燃焼器が必要とな
る。
めには、ガスタービン昇速時から無負荷定格回転数まで
の大幅に空気流量が変わる領域においても予混合燃料を
安定に燃焼させることのできる予混合燃焼器が必要とな
る。
【０００９】ここで、予混合燃料を安定に燃焼させるに
は燃料流量と空気流量との比である燃空比と予混合燃料
の流速とが大きく影響するため、ガスタービン昇速時か
ら無負荷定格回転数までの大幅に空気流量が変わる領域
において使用する予混合燃焼器（以下、パイロット予混
合燃焼器と称す）の構造としては、空気流量が大幅に変
わっても常に安定燃焼範囲内の予混合燃料流速を維持で
きる燃焼器構造とすることが必要となる。
は燃料流量と空気流量との比である燃空比と予混合燃料
の流速とが大きく影響するため、ガスタービン昇速時か
ら無負荷定格回転数までの大幅に空気流量が変わる領域
において使用する予混合燃焼器（以下、パイロット予混
合燃焼器と称す）の構造としては、空気流量が大幅に変
わっても常に安定燃焼範囲内の予混合燃料流速を維持で
きる燃焼器構造とすることが必要となる。
【００１０】すなわち、従来の予混合燃焼器のように入
口から出口まで全て同じ断面積を有する燃焼器では、空
気流量の大幅な変化に対して予混合燃焼器の入口から出
口までの予混合燃料流速が大幅に変わるため、ガスター
ビン昇速時から無負荷定格回転数までを安定燃焼範囲内
の予混合燃料流速を維持することは不可能である。
口から出口まで全て同じ断面積を有する燃焼器では、空
気流量の大幅な変化に対して予混合燃焼器の入口から出
口までの予混合燃料流速が大幅に変わるため、ガスター
ビン昇速時から無負荷定格回転数までを安定燃焼範囲内
の予混合燃料流速を維持することは不可能である。
【００１１】これを解決するためには、空気流量の大幅
な変化に対しても常に安定燃焼範囲内の予混合燃料流速
が得られるように予混合燃焼器の入口から出口までの断
面積を変えることが必要となる。したがって、パイロッ
ト予混合燃焼器においては、予混合燃焼器の入口から出
口までの断面積を次第に広げたパイロット予混合燃焼器
を少なくとも１本有し、その他に、無負荷定格回転数か
ら定格負荷までの空気流量がほとんど変わらない領域に
おいて予混合燃料を安定に燃焼させることのできる予混
合燃焼器（以下、メイン予混合燃焼器と称す）を少なく
とも１本有し、ガスタービンの昇速時の着火から定格負
荷までを全て予混合燃焼させ、低ＮＯｘ化が図れるよう
にしたガスタービン燃焼器としたものである。
な変化に対しても常に安定燃焼範囲内の予混合燃料流速
が得られるように予混合燃焼器の入口から出口までの断
面積を変えることが必要となる。したがって、パイロッ
ト予混合燃焼器においては、予混合燃焼器の入口から出
口までの断面積を次第に広げたパイロット予混合燃焼器
を少なくとも１本有し、その他に、無負荷定格回転数か
ら定格負荷までの空気流量がほとんど変わらない領域に
おいて予混合燃料を安定に燃焼させることのできる予混
合燃焼器（以下、メイン予混合燃焼器と称す）を少なく
とも１本有し、ガスタービンの昇速時の着火から定格負
荷までを全て予混合燃焼させ、低ＮＯｘ化が図れるよう
にしたガスタービン燃焼器としたものである。
【００１２】
【作用】予混合燃焼器の入口から出口まで断面積を次第
に広げたパイロット予混合燃焼器とメイン予混合燃焼器
とを有することにより、ガスタービンの昇速時の着火か
ら無負荷定格回転数までの大幅に空気流量が変わる領域
に対してはパイロット予混合燃焼器により予混合燃焼さ
せ、無負荷定格回転数から定格負荷までの空気流量があ
まり変わらない領域に対してはパイロット予混合燃焼器
に加えてメイン予混合燃焼器により予混合燃焼させ、ガ
スタービンの昇速時の着火から定格負荷までを全て予混
合燃焼させることができる。
に広げたパイロット予混合燃焼器とメイン予混合燃焼器
とを有することにより、ガスタービンの昇速時の着火か
ら無負荷定格回転数までの大幅に空気流量が変わる領域
に対してはパイロット予混合燃焼器により予混合燃焼さ
せ、無負荷定格回転数から定格負荷までの空気流量があ
まり変わらない領域に対してはパイロット予混合燃焼器
に加えてメイン予混合燃焼器により予混合燃焼させ、ガ
スタービンの昇速時の着火から定格負荷までを全て予混
合燃焼させることができる。
【００１３】これにより、ガスタービンの昇速時の着火
から定格負荷までの全運転領域において低ＮＯｘ化がは
かれる。
から定格負荷までの全運転領域において低ＮＯｘ化がは
かれる。
【００１４】
【実施例】以下、本発明の一実施例を図１により説明す
る。図１は本発明によるガスタービン用燃焼器１を示し
たものである。本実施例に示されるガスタービン用燃焼
器は、本発明の特徴である燃焼器の入口から出口にかけ
てその断面積が拡大しているコーン型パイロット予混合
燃焼器２，メイン予混合燃焼器３及び燃料ノズル４を有
する。
る。図１は本発明によるガスタービン用燃焼器１を示し
たものである。本実施例に示されるガスタービン用燃焼
器は、本発明の特徴である燃焼器の入口から出口にかけ
てその断面積が拡大しているコーン型パイロット予混合
燃焼器２，メイン予混合燃焼器３及び燃料ノズル４を有
する。
【００１５】コンプレッサで圧縮された空気１０はガス
タービン燃焼器の外筒５とガスタービン燃焼器のライナ
６との間を通り、その一部の空気１０はメイン予混合燃
焼器３の入口より入り、燃料ノズル４から噴出される燃
料１１と混合し、その後、メイン予混合燃焼器３の出口
より流出し、燃焼する。また、残りの空気１０はコーン
型パイロット予混合燃焼器２の入口より入り、燃料ノズ
ル４から噴出される燃料１１と混合し、その後、コーン
型パイロット予混合燃焼器２の出口より流出し、燃焼す
る。このコーン型パイロット予混合燃焼器２における燃
焼位置は、ガスタービンの昇速時の着火から無負荷定格
回転数までの空気流量によって異なり、空気流量が少な
い場合にはコーン型パイロット予混合燃焼器２の内部で
燃焼し、空気流量が多い場合にはコーン型パイロット予
混合燃焼器２の出口部で燃焼する。この点については図
４において詳しく記述する。なお、空気１０の一部はこ
のコーン型パイロット予混合燃焼器２のライナ７の冷却
にも使用される。
タービン燃焼器の外筒５とガスタービン燃焼器のライナ
６との間を通り、その一部の空気１０はメイン予混合燃
焼器３の入口より入り、燃料ノズル４から噴出される燃
料１１と混合し、その後、メイン予混合燃焼器３の出口
より流出し、燃焼する。また、残りの空気１０はコーン
型パイロット予混合燃焼器２の入口より入り、燃料ノズ
ル４から噴出される燃料１１と混合し、その後、コーン
型パイロット予混合燃焼器２の出口より流出し、燃焼す
る。このコーン型パイロット予混合燃焼器２における燃
焼位置は、ガスタービンの昇速時の着火から無負荷定格
回転数までの空気流量によって異なり、空気流量が少な
い場合にはコーン型パイロット予混合燃焼器２の内部で
燃焼し、空気流量が多い場合にはコーン型パイロット予
混合燃焼器２の出口部で燃焼する。この点については図
４において詳しく記述する。なお、空気１０の一部はこ
のコーン型パイロット予混合燃焼器２のライナ７の冷却
にも使用される。
【００１６】図２は図１のＡ−Ａ断面の一例を示したも
のであり、コーン型パイロット予混合燃焼器２の周囲の
リング状のメイン予混合燃焼器３を設けたものである。
このリング状に形成されたメイン予混合燃焼器３は図２
に示すようにスペーサ８を設置し、いくつかのセクター
に分割されることが好ましい。なお、本実施例において
は、スペーサ８を保炎器としても使用できるため、火炎
の安定性が図れる。リング状のメイン予混合燃焼器３を
２重のリング状の予混合燃焼器に分割してもよい。この
ように構成することにより、低ＮＯｘ化が図れる。
のであり、コーン型パイロット予混合燃焼器２の周囲の
リング状のメイン予混合燃焼器３を設けたものである。
このリング状に形成されたメイン予混合燃焼器３は図２
に示すようにスペーサ８を設置し、いくつかのセクター
に分割されることが好ましい。なお、本実施例において
は、スペーサ８を保炎器としても使用できるため、火炎
の安定性が図れる。リング状のメイン予混合燃焼器３を
２重のリング状の予混合燃焼器に分割してもよい。この
ように構成することにより、低ＮＯｘ化が図れる。
【００１７】図３は図１のＡ−Ａ断面の別の一例を示し
たものであり、コーン型パイロット予混合燃焼器２の周
囲に複数個の円筒状のメイン予混合燃焼器３を設けたも
のである。なお、この円筒状のメイン予混合燃焼器３を
二重に配置してもよい。
たものであり、コーン型パイロット予混合燃焼器２の周
囲に複数個の円筒状のメイン予混合燃焼器３を設けたも
のである。なお、この円筒状のメイン予混合燃焼器３を
二重に配置してもよい。
【００１８】図４は本発明によるコーン型パイロット予
混合燃焼器２の特性を示したものである。すなわち、空
気流量が少ない時（ライン４１）には、コーン型パイロ
ット予混合燃焼器２の入口部から、軸流速度Ｖが安定燃
焼範囲にあるＡ点までが、安定燃焼範囲内にあるため、
燃焼はＡ点よりも上流側のコーン型パイロット予混合燃
焼器２の内部で起こる。これに対して、空気流量が多い
時（ライン４２）には、軸流速度Ｖが安定燃焼範囲に入
るＢ点から、コーン型パイロット予混合燃焼器２の出口
部までが、安定燃焼範囲内にあるため、燃焼はＢ点より
下流側、すなわち、コーン型パイロット予混合燃焼器２
の出口部で起こる。なお、軸流速度の変化は、コンプレ
ッサの起動から、定常回転までの間いわゆる、ガスター
ビンの昇速時において変化し、コンプレッサが吸込む空
気量を調整する弁（ＩＧＶ）を調整した場合も生じる。
混合燃焼器２の特性を示したものである。すなわち、空
気流量が少ない時（ライン４１）には、コーン型パイロ
ット予混合燃焼器２の入口部から、軸流速度Ｖが安定燃
焼範囲にあるＡ点までが、安定燃焼範囲内にあるため、
燃焼はＡ点よりも上流側のコーン型パイロット予混合燃
焼器２の内部で起こる。これに対して、空気流量が多い
時（ライン４２）には、軸流速度Ｖが安定燃焼範囲に入
るＢ点から、コーン型パイロット予混合燃焼器２の出口
部までが、安定燃焼範囲内にあるため、燃焼はＢ点より
下流側、すなわち、コーン型パイロット予混合燃焼器２
の出口部で起こる。なお、軸流速度の変化は、コンプレ
ッサの起動から、定常回転までの間いわゆる、ガスター
ビンの昇速時において変化し、コンプレッサが吸込む空
気量を調整する弁（ＩＧＶ）を調整した場合も生じる。
【００１９】図５はコーン型パイロット予混合燃焼器２
の保炎機構の一例を示したものである。すなわち、コー
ン型パイロット予混合燃焼器２の入口部には流入する空
気１０に旋回を与えるための旋回器９が取り付けられて
おり、この旋回器９の出口部に燃料１１を噴出させるよ
うに燃料ノズル４が取り付けられている。このように、
コーン型パイロット予混合燃焼器２の内部に旋回流を与
えるとコーン型パイロット予混合燃焼器２の内部の中心
部分では、入口側の圧力が出口側の圧力よりも低くな
り、中心部分の流れに逆流が生じ、これに伴ってパイロ
ット予混合燃焼器２の内部に図示したように循環流１２
が発生し、この循環流１２が保炎の役割をはたす。
の保炎機構の一例を示したものである。すなわち、コー
ン型パイロット予混合燃焼器２の入口部には流入する空
気１０に旋回を与えるための旋回器９が取り付けられて
おり、この旋回器９の出口部に燃料１１を噴出させるよ
うに燃料ノズル４が取り付けられている。このように、
コーン型パイロット予混合燃焼器２の内部に旋回流を与
えるとコーン型パイロット予混合燃焼器２の内部の中心
部分では、入口側の圧力が出口側の圧力よりも低くな
り、中心部分の流れに逆流が生じ、これに伴ってパイロ
ット予混合燃焼器２の内部に図示したように循環流１２
が発生し、この循環流１２が保炎の役割をはたす。
【００２０】更に、コーン型パイロット予混合燃焼器２
の入口部（旋回器９より上流側）に予混合室を設置し、
空気１０と燃料１１とを予混合室に導入した後、予混合
室内で空気１０と燃料１１とを予め混合した後、この混
合燃料を旋回器９に流入させ、混合燃料に旋回を与えて
コーン型パイロット予混合燃焼器２の内部へ流出させ
る。このように、予め混合された混合燃料を旋回させ、
コーン型パイロット予混合燃焼器２の内部に旋回流を与
えても、循環流１２が発生し、この循環流１２が保炎の
役割をはたす。
の入口部（旋回器９より上流側）に予混合室を設置し、
空気１０と燃料１１とを予混合室に導入した後、予混合
室内で空気１０と燃料１１とを予め混合した後、この混
合燃料を旋回器９に流入させ、混合燃料に旋回を与えて
コーン型パイロット予混合燃焼器２の内部へ流出させ
る。このように、予め混合された混合燃料を旋回させ、
コーン型パイロット予混合燃焼器２の内部に旋回流を与
えても、循環流１２が発生し、この循環流１２が保炎の
役割をはたす。
【００２１】図６はコーン型パイロット予混合燃焼器２
のライナ７の冷却方法の一実施例を示したものであり、
冷却能力を向上させるために、ライナ７の外壁にフィン
２１を設置したものである。ライナ７の外壁にフィン２
１を設置することにより、空気１０による対流冷却能力
が向上するためライナ７を冷却する能力が向上しライナ
７の温度を低くできる。尚、フィンは、主室に使用され
る材料と同様のもので形成され、０.５〜１cm 程度のも
のを本実施例では１６本形成されている。
のライナ７の冷却方法の一実施例を示したものであり、
冷却能力を向上させるために、ライナ７の外壁にフィン
２１を設置したものである。ライナ７の外壁にフィン２
１を設置することにより、空気１０による対流冷却能力
が向上するためライナ７を冷却する能力が向上しライナ
７の温度を低くできる。尚、フィンは、主室に使用され
る材料と同様のもので形成され、０.５〜１cm 程度のも
のを本実施例では１６本形成されている。
【００２２】図７はコーン型パイロット予混合燃焼器２
のライナ７の冷却方法の一実施例を示したものであり、
冷却能力を向上させるために、ライナ７の外壁にタービ
ュレンスプロモータ２２を設置したものである。こうす
ることにより、空気１０による対流熱伝達率が向上する
ためライナ７を冷却する能力が向上しライナ７の温度を
低くできる。タービュレンスプロモータは、このライナ
の外壁を流れる空気に乱流を生じさせる。いわゆる乱流
促進体であり、渦流を生じさせて、冷却効果を高めるも
のである。
のライナ７の冷却方法の一実施例を示したものであり、
冷却能力を向上させるために、ライナ７の外壁にタービ
ュレンスプロモータ２２を設置したものである。こうす
ることにより、空気１０による対流熱伝達率が向上する
ためライナ７を冷却する能力が向上しライナ７の温度を
低くできる。タービュレンスプロモータは、このライナ
の外壁を流れる空気に乱流を生じさせる。いわゆる乱流
促進体であり、渦流を生じさせて、冷却効果を高めるも
のである。
【００２３】図８はコーン型パイロット予混合燃焼器２
のライナ７の冷却方法の一実施例を示したものであり、
冷却能力の向上とライナ７への入熱量の減少を図るため
に、ライナ７に多数の冷却用空気孔２３をあけたもので
ある。ライナ７に冷却用空気孔２３を多数あけることに
より、空気１０の一部がコーン型予混合燃焼器２の外部
から内部へ流入し、ライナ７を冷却するとともにライナ
７の内壁に添って空気１０が流れるためフィルム冷却効
果を有し、ライナ７への入熱量を低減するためライナ７
の温度を低くできる。外側より内側に注入した空気は、
ライナの内壁に添って流れ燃焼ガスからライナを保護す
ると共に、ライナの外壁は空気流によって冷却される。
のライナ７の冷却方法の一実施例を示したものであり、
冷却能力の向上とライナ７への入熱量の減少を図るため
に、ライナ７に多数の冷却用空気孔２３をあけたもので
ある。ライナ７に冷却用空気孔２３を多数あけることに
より、空気１０の一部がコーン型予混合燃焼器２の外部
から内部へ流入し、ライナ７を冷却するとともにライナ
７の内壁に添って空気１０が流れるためフィルム冷却効
果を有し、ライナ７への入熱量を低減するためライナ７
の温度を低くできる。外側より内側に注入した空気は、
ライナの内壁に添って流れ燃焼ガスからライナを保護す
ると共に、ライナの外壁は空気流によって冷却される。
【００２４】図９はコーン型パイロット予混合燃焼器２
のライナ７への入熱量の減少を図る一実施例を示したも
のであり、ライナ７の内壁にサーマルバリアコーティン
グ（ＴＢＣ）２４をほどこしたものである。ライナ７の
内壁にサーマルバリアコーティング２４をほどこすこと
により、熱抵抗が大きくなるため、燃焼ガスからライナ
７への入熱量が減少しライナ７の温度を低くできる。特
に、Ｎｉ系や、Ｃｏ系のセラミック材料を用いることが
好ましい。
のライナ７への入熱量の減少を図る一実施例を示したも
のであり、ライナ７の内壁にサーマルバリアコーティン
グ（ＴＢＣ）２４をほどこしたものである。ライナ７の
内壁にサーマルバリアコーティング２４をほどこすこと
により、熱抵抗が大きくなるため、燃焼ガスからライナ
７への入熱量が減少しライナ７の温度を低くできる。特
に、Ｎｉ系や、Ｃｏ系のセラミック材料を用いることが
好ましい。
【００２５】
【発明の効果】本発明によれば、ガスタービンの昇速時
から無負荷定格回転数までの大幅に空気流量が変わる領
域においても、コーン型パイロット予混合燃焼器によっ
て予混合燃料を安定して燃焼させることができる。ま
た、無負荷定格回転数から定格負荷までは、このコーン
型パイロット予混合燃焼器の燃焼に加えて、コーン型パ
イロット予混合燃焼器の周囲に配置されたメイン予混合
燃焼器へ燃料を供給し燃焼させるとともに燃料を増加さ
せることにより、ガスタービンの昇速時から定格負荷ま
での全領域を予混合燃焼のみで対応することができる。
このため、ガスタービンの昇速時の着火から定格負荷ま
での全運転領域において、ＮＯｘ発生量が非常に少ない
ガスタービン用燃焼器が実現できる。
から無負荷定格回転数までの大幅に空気流量が変わる領
域においても、コーン型パイロット予混合燃焼器によっ
て予混合燃料を安定して燃焼させることができる。ま
た、無負荷定格回転数から定格負荷までは、このコーン
型パイロット予混合燃焼器の燃焼に加えて、コーン型パ
イロット予混合燃焼器の周囲に配置されたメイン予混合
燃焼器へ燃料を供給し燃焼させるとともに燃料を増加さ
せることにより、ガスタービンの昇速時から定格負荷ま
での全領域を予混合燃焼のみで対応することができる。
このため、ガスタービンの昇速時の着火から定格負荷ま
での全運転領域において、ＮＯｘ発生量が非常に少ない
ガスタービン用燃焼器が実現できる。
【図１】本発明の一実施例を示したガスタービン用燃焼
器の構成図。
器の構成図。
【図２】本発明によるリング状ガスタービン用燃焼器の
断面図。
断面図。
【図３】本発明による円筒状ガスタービン用燃焼器の断
面図。
面図。
【図４】本発明によるコーン型パイロット予混合燃焼器
の特性説明図。
の特性説明図。
【図５】本発明によるコーン型パイロット予混合燃焼器
の保炎機構の説明図。
の保炎機構の説明図。
【図６】本発明によるフィン冷却によるコーンパイロッ
ト予混合燃焼器の構成図。
ト予混合燃焼器の構成図。
【図７】本発明によるタービュレンスプロモータ冷却に
よるコーン型パイロット予混合燃焼器の構成図。
よるコーン型パイロット予混合燃焼器の構成図。
【図８】本発明による冷却用空気孔を有するコーン型パ
イロット予混合燃焼器の構成図。
イロット予混合燃焼器の構成図。
【図９】本発明によるサーマルバリアコーティングを有
するコーン型パイロット予混合燃焼器の構成図。
するコーン型パイロット予混合燃焼器の構成図。
１…ガスタービン用燃焼器、２…コーン型パイロット予
混合燃焼器、３…メイン予混合燃焼器、４…燃料ノズ
ル、５…ガスタービン用燃焼器の外筒、６…ガスタービ
ン用燃焼器のライナ、７…コーン型パイロット予混合燃
焼器のライナ、８…スペーサ、９…旋回器、１０…空
気、１１…燃料、１２…循環流、２１…フィン、２２…
タービュレンスプロモータ、２３…冷却用空気孔、２４
…サーマルバリアコーティング。
混合燃焼器、３…メイン予混合燃焼器、４…燃料ノズ
ル、５…ガスタービン用燃焼器の外筒、６…ガスタービ
ン用燃焼器のライナ、７…コーン型パイロット予混合燃
焼器のライナ、８…スペーサ、９…旋回器、１０…空
気、１１…燃料、１２…循環流、２１…フィン、２２…
タービュレンスプロモータ、２３…冷却用空気孔、２４
…サーマルバリアコーティング。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.6 識別記号 庁内整理番号 ＦＩ 技術表示箇所 Ｆ２３Ｒ 3/42 Ａ
Claims (8)
- 【請求項１】燃焼器の入口から出口までの断面積が順次
広がった第１の予混合燃焼器の周囲に第２の予混合燃焼
器を有することを特徴とするガスタービン用燃焼器。 - 【請求項２】燃焼器の入口から出口までの断面積が順次
広がったパイロット予混合燃焼器と、前記パイロット予
混合燃焼器の周囲にメイン予混合燃焼器を設置したこと
を特徴とするガスタービン用燃焼器。 - 【請求項３】請求項１記載の前記第１の予混合燃焼器
は、その断面が円筒形をしたコーン型パイロット予混合
燃焼器であることを特徴とするガスタービン用燃焼器。 - 【請求項４】請求項３記載の前記コーン型パイロット予
混合燃焼器は、内部を流れる予混合燃料に旋回を与える
手段を有することを特徴とするガスタービン用燃焼器。 - 【請求項５】請求項３記載の前記コーン型パイロット予
混合燃焼器は、そのライナ外壁にフィンを有することを
特徴とするガスタービン用燃焼器。 - 【請求項６】請求項３記載の前記コーン型パイロット予
混合燃焼器は、そのライナ外壁にタービュレンスプロモ
ータを有することを特徴とするガスタービン用燃焼器。 - 【請求項７】請求項３記載の前記コーン型パイロット予
混合燃焼器は、そのライナに冷却用の空気孔を有するこ
とを特徴とするガスタービン用燃焼器。 - 【請求項８】請求項３記載の前記コーン型パイロット予
混合燃焼器は、そのライナ内壁にサーマルバリアコーテ
ィングを有することを特徴とするガスタービン用燃焼
器。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP21980294A JPH0882419A (ja) | 1994-09-14 | 1994-09-14 | ガスタービン用燃焼器 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP21980294A JPH0882419A (ja) | 1994-09-14 | 1994-09-14 | ガスタービン用燃焼器 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0882419A true JPH0882419A (ja) | 1996-03-26 |
Family
ID=16741273
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP21980294A Pending JPH0882419A (ja) | 1994-09-14 | 1994-09-14 | ガスタービン用燃焼器 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0882419A (ja) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| JP2002372240A (ja) * | 2001-06-13 | 2002-12-26 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン燃焼器 |
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| CN107013912A (zh) * | 2017-05-31 | 2017-08-04 | 深圳智慧能源技术有限公司 | 自冷却引射式燃烧装置 |
| CN116792782A (zh) * | 2023-03-02 | 2023-09-22 | 南昌航空大学 | 一种带旋流装置的蒸发管 |
| US12146661B2 (en) | 2022-03-21 | 2024-11-19 | Doosan Enerbility Co., Ltd. | Combustor nozzle, combustor, and gas turbine including the same |
-
1994
- 1994-09-14 JP JP21980294A patent/JPH0882419A/ja active Pending
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