JPH102558A - ガスタービン燃焼器用燃料ノズル - Google Patents
ガスタービン燃焼器用燃料ノズルInfo
- Publication number
- JPH102558A JPH102558A JP15370996A JP15370996A JPH102558A JP H102558 A JPH102558 A JP H102558A JP 15370996 A JP15370996 A JP 15370996A JP 15370996 A JP15370996 A JP 15370996A JP H102558 A JPH102558 A JP H102558A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- air
- passage
- fuel
- combustion
- gas turbine
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Pending
Links
Landscapes
- Pre-Mixing And Non-Premixing Gas Burner (AREA)
Abstract
(57)【要約】 （修正有）
【課題】全負荷帯域で空気圧縮機から燃焼器に導入され
る全空気に対する燃焼用空気の割合を減少させる事無く
バーナ端面の冷却を行い、低ＮＯｘで信頼性の高いガス
タービン燃焼器を提供する。 【解決手段】ガスタービンの燃焼室の上流端部に位置
し、燃焼用空気を前記燃焼室９に導く通路と、前記通路
に位置し前記燃焼用空気に旋回を与える第一旋回羽根８
と、前記第一旋回羽根部、若しくは前記第一旋回羽根の
下流の前記通路中に燃料ガスを噴出させる燃料ノズルと
を備えたガスタービン燃焼器に於いて、前記燃焼用空気
の一部を抽気してバーナ端面部１８に設けた冷却空間ま
で導き、更に前記冷却空間外周部に具備された第二旋回
羽根２５を通じて、前記第一旋回羽根の下流の前記通路
に流出させる様な構造を持つ。
る全空気に対する燃焼用空気の割合を減少させる事無く
バーナ端面の冷却を行い、低ＮＯｘで信頼性の高いガス
タービン燃焼器を提供する。 【解決手段】ガスタービンの燃焼室の上流端部に位置
し、燃焼用空気を前記燃焼室９に導く通路と、前記通路
に位置し前記燃焼用空気に旋回を与える第一旋回羽根８
と、前記第一旋回羽根部、若しくは前記第一旋回羽根の
下流の前記通路中に燃料ガスを噴出させる燃料ノズルと
を備えたガスタービン燃焼器に於いて、前記燃焼用空気
の一部を抽気してバーナ端面部１８に設けた冷却空間ま
で導き、更に前記冷却空間外周部に具備された第二旋回
羽根２５を通じて、前記第一旋回羽根の下流の前記通路
に流出させる様な構造を持つ。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービン燃焼
器に於けるバーナ端面部材の冷却性能を強化し、バーナ
の信頼性を向上させたガスタービン燃焼器に関する。
器に於けるバーナ端面部材の冷却性能を強化し、バーナ
の信頼性を向上させたガスタービン燃焼器に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービン燃焼器の全体構成の一例を
図１で説明する。
図１で説明する。
【０００３】まず、図示しない空気圧縮機で圧縮された
高圧空気１は、燃焼器の外筒２と燃焼筒３との間の環状
流路を逆向きに流れ、矢印４と５に示されるように二つ
の流れに分流する。矢印４の流れは矢印６に示される様
に、燃焼器中心軸方向に進んだ後に環状通路７を流れ旋
回羽根８によって旋回力を受けながら燃焼室内９に流れ
出し、燃料噴出孔１０から噴出された燃料と供にパイロ
ット火炎１１を燃焼室９に形成する。一方、矢印５に示
される高圧空気は、予混合燃料ノズル１２から噴出され
る燃料と混合され、予混合器１３内で燃料と空気の混合
度が高められた後に保炎器１４によって燃焼室内に予混
合火炎１５を形成する。
高圧空気１は、燃焼器の外筒２と燃焼筒３との間の環状
流路を逆向きに流れ、矢印４と５に示されるように二つ
の流れに分流する。矢印４の流れは矢印６に示される様
に、燃焼器中心軸方向に進んだ後に環状通路７を流れ旋
回羽根８によって旋回力を受けながら燃焼室内９に流れ
出し、燃料噴出孔１０から噴出された燃料と供にパイロ
ット火炎１１を燃焼室９に形成する。一方、矢印５に示
される高圧空気は、予混合燃料ノズル１２から噴出され
る燃料と混合され、予混合器１３内で燃料と空気の混合
度が高められた後に保炎器１４によって燃焼室内に予混
合火炎１５を形成する。
【０００４】また図２にパイロット火炎付近の流れの状
態を示すが、混合気出口１６から燃焼室９に導入された
混合気は旋回羽根８によって旋回成分を有している為、
その遠心力で半径方向外周側に広がる流れとなり、従っ
て燃焼室中心軸上の圧力が低下し、中心軸上で主流の流
れに対し逆向きの圧力勾配が生じ、再循環流れ１７が発
生する。この再循環流れの領域内のガス温度は非常に高
温となっており、この領域と接しているバーナ端面１８
の温度も高温となっている為、燃焼器の信頼性を向上さ
せる為には、何らかのバーナ端面の冷却対策をとる必要
がある。
態を示すが、混合気出口１６から燃焼室９に導入された
混合気は旋回羽根８によって旋回成分を有している為、
その遠心力で半径方向外周側に広がる流れとなり、従っ
て燃焼室中心軸上の圧力が低下し、中心軸上で主流の流
れに対し逆向きの圧力勾配が生じ、再循環流れ１７が発
生する。この再循環流れの領域内のガス温度は非常に高
温となっており、この領域と接しているバーナ端面１８
の温度も高温となっている為、燃焼器の信頼性を向上さ
せる為には、何らかのバーナ端面の冷却対策をとる必要
がある。
【０００５】ガスタービン燃焼器用バーナノズルの冷却
方法は、例えば特開平5−172331 号公報に例示されてい
る。
方法は、例えば特開平5−172331 号公報に例示されてい
る。
【０００６】一例目は、燃焼用空気の一部を旋回羽根の
上流側から燃料噴射ノズル端面まで通ずる流路を設けて
直接燃焼室に流出させる事によって、流路中に流れる空
気による強制対流冷却効果とノズル端面に流出した空気
によるフィルム冷却効果とを有する構造となっている。
上流側から燃料噴射ノズル端面まで通ずる流路を設けて
直接燃焼室に流出させる事によって、流路中に流れる空
気による強制対流冷却効果とノズル端面に流出した空気
によるフィルム冷却効果とを有する構造となっている。
【０００７】二例目は燃料ガスを冷却媒体として使用す
る例で、バーナノズル内に於いて燃料ガスをノズルの端
面に衝突する流れを作る事により、この衝突噴流による
強制対流冷却を行うという構造となっている。
る例で、バーナノズル内に於いて燃料ガスをノズルの端
面に衝突する流れを作る事により、この衝突噴流による
強制対流冷却を行うという構造となっている。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】近年、ガスタービンプ
ラントに於ける高出力・高効率化の流れの中、ガスター
ビン燃焼器の燃焼ガス温度は、上昇し続けている。
ラントに於ける高出力・高効率化の流れの中、ガスター
ビン燃焼器の燃焼ガス温度は、上昇し続けている。
【０００９】従って燃焼ガス温度の上昇と供にその生成
量が増加する事が公知となっている大気汚染物質の窒素
酸化物（ＮＯｘ）の生成量を低く抑える為に、様々な燃
焼方式がガスタービン燃焼器には採用されているが、総
合的な見地から、燃料と空気を予め混合し、且つ燃料流
量に対する空気流量の割合を増加させ燃焼ガス温度を低
く抑えつつ燃焼反応を進行させるという希薄予混合燃焼
法が多く採られている。
量が増加する事が公知となっている大気汚染物質の窒素
酸化物（ＮＯｘ）の生成量を低く抑える為に、様々な燃
焼方式がガスタービン燃焼器には採用されているが、総
合的な見地から、燃料と空気を予め混合し、且つ燃料流
量に対する空気流量の割合を増加させ燃焼ガス温度を低
く抑えつつ燃焼反応を進行させるという希薄予混合燃焼
法が多く採られている。
【００１０】しかしその為には、空気圧縮機から燃焼器
に導入される限られた空気を、なるべく多く燃焼用の空
気として使用して予混合気の希薄化を図り、高温にさら
される燃焼壁等を冷却する為の冷却空気の割合を出来る
だけ低く抑えたい。故に従来の技術の項の一例目で示し
た様な、空気の一部をノズル端面冷却の為だけに使用す
るという方法では、希薄予混合燃焼方式という点から見
ると問題がある。
に導入される限られた空気を、なるべく多く燃焼用の空
気として使用して予混合気の希薄化を図り、高温にさら
される燃焼壁等を冷却する為の冷却空気の割合を出来る
だけ低く抑えたい。故に従来の技術の項の一例目で示し
た様な、空気の一部をノズル端面冷却の為だけに使用す
るという方法では、希薄予混合燃焼方式という点から見
ると問題がある。
【００１１】更に、この様な構造では、燃焼用空気の一
部を抽気する事によって、その分旋回羽根に導入される
空気流量が減少し、旋回羽根出口部に於ける混合気流速
が減少してしまい、その為に空気流量に対する燃料流量
の比（以後燃空比と呼ぶ）を増加させた時、燃焼の進行
する速度が旋回羽根出口部に於ける混合気流速よりも速
くなり、旋回羽根内部に火炎が入り込み、バーナを焼損
させてしまう恐れもある。
部を抽気する事によって、その分旋回羽根に導入される
空気流量が減少し、旋回羽根出口部に於ける混合気流速
が減少してしまい、その為に空気流量に対する燃料流量
の比（以後燃空比と呼ぶ）を増加させた時、燃焼の進行
する速度が旋回羽根出口部に於ける混合気流速よりも速
くなり、旋回羽根内部に火炎が入り込み、バーナを焼損
させてしまう恐れもある。
【００１２】また二例目に示した冷却方式に関しては、
例えばこのバーナをパイロットバーナとして燃焼室上流
端の中心部に配置し、その外周側に予混合燃焼を行う予
混合バーナが配置された様なガスタービン燃焼器に於い
て、ガスタービン出力が低い時はパイロットバーナ単体
で燃焼を行い、ガスタービン出力を高くする時は外周側
の予混合バーナを着火させ燃空比を上げていくという運
転方法を採る場合、以下に述べるような問題点が発生す
る。
例えばこのバーナをパイロットバーナとして燃焼室上流
端の中心部に配置し、その外周側に予混合燃焼を行う予
混合バーナが配置された様なガスタービン燃焼器に於い
て、ガスタービン出力が低い時はパイロットバーナ単体
で燃焼を行い、ガスタービン出力を高くする時は外周側
の予混合バーナを着火させ燃空比を上げていくという運
転方法を採る場合、以下に述べるような問題点が発生す
る。
【００１３】一般に、拡散燃焼は局所的な燃焼ガス温度
が高くなる為に燃焼ガス中の窒素酸化物の生成量は多く
なり、また先にも述べた様に、予混合燃焼は燃焼ガス温
度を低く抑えつつ燃焼反応を進行させる為に窒素酸化物
の生成量は少ないという事が公知となっており、この事
からも燃焼負荷の高い定格条件では、窒素酸化物の生成
量を低く抑える為にパイロットバーナでの拡散燃焼を極
力減らして、予混合バーナでの燃焼を主とした燃焼方式
を採る必要がある。
が高くなる為に燃焼ガス中の窒素酸化物の生成量は多く
なり、また先にも述べた様に、予混合燃焼は燃焼ガス温
度を低く抑えつつ燃焼反応を進行させる為に窒素酸化物
の生成量は少ないという事が公知となっており、この事
からも燃焼負荷の高い定格条件では、窒素酸化物の生成
量を低く抑える為にパイロットバーナでの拡散燃焼を極
力減らして、予混合バーナでの燃焼を主とした燃焼方式
を採る必要がある。
【００１４】しかし二例目に示した冷却方式では、ガス
タービン出力が高くなり燃焼室のガス温度が上昇するに
もかかわらず、パイロットバーナに流れる燃料流量が減
少する事によって、ノズル端面に衝突する燃料流量が減
少し、冷却効果が下がってしまいノズルが焼損する恐れ
がある。
タービン出力が高くなり燃焼室のガス温度が上昇するに
もかかわらず、パイロットバーナに流れる燃料流量が減
少する事によって、ノズル端面に衝突する燃料流量が減
少し、冷却効果が下がってしまいノズルが焼損する恐れ
がある。
【００１５】本発明の目的は、全負荷帯域で空気圧縮機
から燃焼器に導入される全空気に対する燃焼用空気の割
合を減少させる事無くバーナ端面の冷却を行い、低ＮＯ
ｘで信頼性の高いガスタービン燃焼器を提供する事であ
る。
から燃焼器に導入される全空気に対する燃焼用空気の割
合を減少させる事無くバーナ端面の冷却を行い、低ＮＯ
ｘで信頼性の高いガスタービン燃焼器を提供する事であ
る。
【００１６】
【課題を解決するための手段】本発明の第一の特徴は、
空気又は空気−燃料混合気を燃焼室に導く通路部で前記
空気又は混合気を一部抽気し、ノズル端面部に設けた冷
却空間まで導き、ノズル端面を強制対流冷却した後に、
前記ノズル端面外周に具備された第二旋回羽根によって
旋回力を受けながら、前記通路中の前記第一旋回羽根の
下流に流出する事にある。
空気又は空気−燃料混合気を燃焼室に導く通路部で前記
空気又は混合気を一部抽気し、ノズル端面部に設けた冷
却空間まで導き、ノズル端面を強制対流冷却した後に、
前記ノズル端面外周に具備された第二旋回羽根によって
旋回力を受けながら、前記通路中の前記第一旋回羽根の
下流に流出する事にある。
【００１７】また本発明の第二の特徴は、空気又は空気
−燃料混合気を燃焼室に導く通路部で前記空気又は混合
気を一部抽気しノズル端面部まで導き、連通した複数の
半径方向に延びた流路を流れる事によりノズル端面部を
強制対流冷却し、前記通路中の前記第一旋回羽根の下流
に流出する事にある。
−燃料混合気を燃焼室に導く通路部で前記空気又は混合
気を一部抽気しノズル端面部まで導き、連通した複数の
半径方向に延びた流路を流れる事によりノズル端面部を
強制対流冷却し、前記通路中の前記第一旋回羽根の下流
に流出する事にある。
【００１８】本発明に依れば、空気又は空気−燃料混合
気を燃焼室に導く通路部で前記空気又は混合気を主流か
ら一部抽気し、ノズル端面部に設けた冷却空間まで導く
事によってノズル端面を強制対流冷却し、これによりノ
ズル部材の信頼性を向上することが出来る。
気を燃焼室に導く通路部で前記空気又は混合気を主流か
ら一部抽気し、ノズル端面部に設けた冷却空間まで導く
事によってノズル端面を強制対流冷却し、これによりノ
ズル部材の信頼性を向上することが出来る。
【００１９】またノズル端面を冷却した空気又は混合気
を直接燃焼室に流出させるのではなく、直接又はノズル
端面外周に具備された第二旋回羽根を通じて、旋回成分
を持ちつつ第一旋回羽根の下流に流出され再び前記主流
と合流されるので、前記主流の燃焼室への流出速度の低
下が抑えられ、この事より前記流出速度が燃焼の進行す
る速度よりも遅くなり、火炎が第一旋回羽根に入り込み
第一旋回羽根を焼損してしまうという事を防止しつつ、
ノズル部材の冷却が可能となる。
を直接燃焼室に流出させるのではなく、直接又はノズル
端面外周に具備された第二旋回羽根を通じて、旋回成分
を持ちつつ第一旋回羽根の下流に流出され再び前記主流
と合流されるので、前記主流の燃焼室への流出速度の低
下が抑えられ、この事より前記流出速度が燃焼の進行す
る速度よりも遅くなり、火炎が第一旋回羽根に入り込み
第一旋回羽根を焼損してしまうという事を防止しつつ、
ノズル部材の冷却が可能となる。
【００２０】
【発明の実施の形態】以下、本発明の第１の実施例を図
３ないし図５に示す。
３ないし図５に示す。
【００２１】図５はこの実施例バーナを下流方向から見
た図であり、図３，図４はそれぞれ図５のＡ−Ａ断面、
Ｂ−Ｂ断面を表している。
た図であり、図３，図４はそれぞれ図５のＡ−Ａ断面、
Ｂ−Ｂ断面を表している。
【００２２】このバーナは、空気流路１９，冷却空気入
口孔２０，冷却空気通路２１，燃料ガス入口孔２２，燃
料管２３，燃料噴出孔２４，旋回羽根８，旋回羽根２５
から構成されている。
口孔２０，冷却空気通路２１，燃料ガス入口孔２２，燃
料管２３，燃料噴出孔２４，旋回羽根８，旋回羽根２５
から構成されている。
【００２３】まず図示しない空気圧縮機から導入された
空気６は、空気流路１９を通りながら第一旋回羽根８に
入る流れ２６と冷却空気入口孔２０に入る流れ２７とに
分割し、また燃料ガス２８は燃料ガス入口孔２２から燃
料管２３を通り旋回羽根８下流の燃料噴出孔２４から空
気流れ２９中に噴出され混合し、混合気出口３０から燃
焼室９に導入されて火炎を形成し高温の燃焼ガスとな
る。
空気６は、空気流路１９を通りながら第一旋回羽根８に
入る流れ２６と冷却空気入口孔２０に入る流れ２７とに
分割し、また燃料ガス２８は燃料ガス入口孔２２から燃
料管２３を通り旋回羽根８下流の燃料噴出孔２４から空
気流れ２９中に噴出され混合し、混合気出口３０から燃
焼室９に導入されて火炎を形成し高温の燃焼ガスとな
る。
【００２４】ここで燃焼用空気６から抽気された冷却空
気２７は冷却空気流路２１を流れた後、冷却空間３１に
於いてノズル端面部を強制対流冷却３２する事により、
バーナ端面部１８の焼損を防ぎ、バーナの信頼性を向上
する事が可能となる。
気２７は冷却空気流路２１を流れた後、冷却空間３１に
於いてノズル端面部を強制対流冷却３２する事により、
バーナ端面部１８の焼損を防ぎ、バーナの信頼性を向上
する事が可能となる。
【００２５】また冷却空気３２は旋回羽根８と順旋回又
は逆旋回の旋回羽根２５によって旋回力を受けながら、
再び主流の混合気と合流し燃焼室９に導入されるが、こ
こで冷却空気３２を直接燃焼室９に流出させるのではな
く、矢印２９の様に主流の混合気と合流させる事によっ
て、混合気出口部３０に於ける混合気流出速度の低下を
抑える事が可能となり、従来の冷却法より、燃料流量２
８を増加し負荷を上げても燃焼の進行する速度より混合
気流出速度が低くなるという事を防ぎ、旋回羽根８に火
炎が入り込み旋回羽根を焼損する事を防止できる。
は逆旋回の旋回羽根２５によって旋回力を受けながら、
再び主流の混合気と合流し燃焼室９に導入されるが、こ
こで冷却空気３２を直接燃焼室９に流出させるのではな
く、矢印２９の様に主流の混合気と合流させる事によっ
て、混合気出口部３０に於ける混合気流出速度の低下を
抑える事が可能となり、従来の冷却法より、燃料流量２
８を増加し負荷を上げても燃焼の進行する速度より混合
気流出速度が低くなるという事を防ぎ、旋回羽根８に火
炎が入り込み旋回羽根を焼損する事を防止できる。
【００２６】また、バーナ端面部１８に冷却空気通路２
１と連通した複数の半径方向放射状に延びる流路を設け
て冷却空気を流しバーナ端面部１８の冷却を行うことも
出来る。
１と連通した複数の半径方向放射状に延びる流路を設け
て冷却空気を流しバーナ端面部１８の冷却を行うことも
出来る。
【００２７】次に本発明の第２の実施例を図６ないし図
８に示す。
８に示す。
【００２８】図８はこの実施例バーナを下流方向から見
た図であり、図６，図７はそれぞれ図８のＣ−Ｃ断面
図，Ｄ−Ｄ断面を表している。
た図であり、図６，図７はそれぞれ図８のＣ−Ｃ断面
図，Ｄ−Ｄ断面を表している。
【００２９】このバーナは、空気流路１９，予混合燃料
ノズル３３，冷却混合気入口孔３４，冷却混合気通路３
５，拡散燃料入口孔３６，拡散燃料管３７，拡散燃料噴
出孔３８，旋回羽根８，旋回羽根２５から構成されてい
る。
ノズル３３，冷却混合気入口孔３４，冷却混合気通路３
５，拡散燃料入口孔３６，拡散燃料管３７，拡散燃料噴
出孔３８，旋回羽根８，旋回羽根２５から構成されてい
る。
【００３０】まず図示しない空気圧縮機から導入された
空気６は、空気流路１９に設けられた予混合燃料ノズル
３３から噴出された予混合燃料３９と混合され、燃料−
空気予混合気となり第一旋回羽根８に入る流れ４０と冷
却混合気入口孔３４に入る流れ４１とに分割される。
空気６は、空気流路１９に設けられた予混合燃料ノズル
３３から噴出された予混合燃料３９と混合され、燃料−
空気予混合気となり第一旋回羽根８に入る流れ４０と冷
却混合気入口孔３４に入る流れ４１とに分割される。
【００３１】後者の流れ４１は、冷却混合気通路３５を
通りバーナ端面部１８まで導かれ、バーナ端面部に設け
られた冷却空気４２に於いて強制対流冷却４３を行い、
バーナ端面外周部に具備された、旋回羽根８と順旋回若
しくは逆旋回の旋回羽根２５によって旋回力を受けなが
ら旋回羽根８から流出する混合気４４と合流し、燃焼室
９に導かれる。また、拡散燃料４５は拡散燃料入口孔３
６から拡散燃料管３７に入り、拡散燃料噴出孔３８から
燃焼室内９に導出され、安定なパイロット火炎（拡散火
炎）を形成し、このパイロット火炎を火種として旋回羽
根８から燃焼室９に流出された混合気が予混合燃焼を行
う。
通りバーナ端面部１８まで導かれ、バーナ端面部に設け
られた冷却空気４２に於いて強制対流冷却４３を行い、
バーナ端面外周部に具備された、旋回羽根８と順旋回若
しくは逆旋回の旋回羽根２５によって旋回力を受けなが
ら旋回羽根８から流出する混合気４４と合流し、燃焼室
９に導かれる。また、拡散燃料４５は拡散燃料入口孔３
６から拡散燃料管３７に入り、拡散燃料噴出孔３８から
燃焼室内９に導出され、安定なパイロット火炎（拡散火
炎）を形成し、このパイロット火炎を火種として旋回羽
根８から燃焼室９に流出された混合気が予混合燃焼を行
う。
【００３２】この実施例２に依れば、バーナ中心部で燃
焼が安定な拡散燃焼を行い、その外周部で旋回羽根若し
くは保炎器等で予混合燃焼を行うバーナに於いても、予
混合気出口部の流速を低下させる事なくバーナ端面の冷
却を可能とし、バーナの信頼性を高めると供にバーナの
燃焼負荷を従来以上に上げることが可能となる。
焼が安定な拡散燃焼を行い、その外周部で旋回羽根若し
くは保炎器等で予混合燃焼を行うバーナに於いても、予
混合気出口部の流速を低下させる事なくバーナ端面の冷
却を可能とし、バーナの信頼性を高めると供にバーナの
燃焼負荷を従来以上に上げることが可能となる。
【００３３】また実施例２は、バーナ端面部１８に冷却
空気通路３５と連通した複数の半径方向放射状に延びる
流路を設けて冷却空気を流し、バーナ端面部の冷却を行
うということも出来る。
空気通路３５と連通した複数の半径方向放射状に延びる
流路を設けて冷却空気を流し、バーナ端面部の冷却を行
うということも出来る。
【００３４】
【発明の効果】本発明によれば本バーナは、空気圧縮機
から燃焼器に導入される全空気流量に対する燃焼用空気
の割合を減少させる事なく、燃焼ガスにさらされて高温
となるバーナノズル端面部の冷却が可能となり、ノズル
部材の信頼性を向上することが出来る。つまり、大気汚
染物質である窒素酸化物（ＮＯｘ）の排出量の少ない希
薄燃焼を採りつつ、燃焼器の燃焼負荷を上げる事が可能
となる。
から燃焼器に導入される全空気流量に対する燃焼用空気
の割合を減少させる事なく、燃焼ガスにさらされて高温
となるバーナノズル端面部の冷却が可能となり、ノズル
部材の信頼性を向上することが出来る。つまり、大気汚
染物質である窒素酸化物（ＮＯｘ）の排出量の少ない希
薄燃焼を採りつつ、燃焼器の燃焼負荷を上げる事が可能
となる。
【図１】ガスタービン燃焼器の全体構成の一例の説明
図。
図。
【図２】図１のパイロットバーナ付近における流動の説
明図。
明図。
【図３】図５に示す本発明バーナのＡ−Ａ断面図。
【図４】図５に示す本発明バーナのＢ−Ｂ断面図。
【図５】下流方向より見る本発明の第一実施例のバーナ
の説明図。
の説明図。
【図６】図８に示す本発明バーナのＣ−Ｃ断面図。
【図７】図８に示す本発明バーナのＤ−Ｄ断面図。
【図８】下流方向より見る本発明の第二実施例のバーナ
の説明図。
の説明図。
６…空気、８，２５…旋回羽根、９…燃焼室、１８…バ
ーナ端面、２０…冷却空気入口孔、２１…冷却空気通
路、２２…燃料入口孔、２４…燃料噴出孔、３３…予混
合燃料ノズル、３４…冷却混合気入口孔、３５…冷却混
合気通路、３６…拡散燃料入口孔、３８…拡散燃料噴出
孔、４５…拡散燃料、４６…予混合燃料。
ーナ端面、２０…冷却空気入口孔、２１…冷却空気通
路、２２…燃料入口孔、２４…燃料噴出孔、３３…予混
合燃料ノズル、３４…冷却混合気入口孔、３５…冷却混
合気通路、３６…拡散燃料入口孔、３８…拡散燃料噴出
孔、４５…拡散燃料、４６…予混合燃料。
───────────────────────────────────────────────────── 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 3/14 Ｆ２３Ｒ 3/14 3/20 3/20 3/34 3/34
Claims (4)
- 【請求項１】ガスタービンの燃焼室の上流端部に位置
し、燃焼用空気を前記燃焼室に導く通路と、前記通路に
位置し前記燃焼用空気に旋回を与える第一旋回羽根と、
前記第一旋回羽根部、若しくは前記第一旋回羽根の下流
の前記通路中に燃料ガスを噴出させる燃料ノズルとを備
えたガスタービン燃焼器に於いて、前記燃焼用空気の一
部を抽気してバーナ端面部に設けた冷却空間まで導き、
更に前記冷却空間外周部に具備された第二旋回羽根を通
じて、前記第一旋回羽根の下流の前記通路に流出させる
様な構造を持つ事を特徴とするガスタービン燃焼器。 - 【請求項２】請求項１に於いて前記燃焼用空気の一部を
抽気してバーナ端面部まで導き、連通した複数の半径方
向延びた流路を通じて、前記第一旋回羽根の下流の前記
通路に流出させる様な構造を持つガスタービン燃焼器。 - 【請求項３】ガスタービン燃焼室の上流端部に位置し、
前記燃焼室に燃焼を直接噴出する第一燃料ノズルと、前
記第一燃料ノズルの外周に位置し燃焼用空気を前記燃焼
室に導く通路と、前記通路に位置し前記燃焼用空気に旋
回を与える第一旋回羽根と、前記通路に位置し前記通路
中に流れる前記燃焼用空気中に燃料を噴射し燃料と空気
との混合気を生成する概して第二燃料ノズルを備えたガ
スタービン器に於いて前記混合気の一部を抽気してバー
ナ端面部に設けた冷却空間まで導き、更に前記冷却空間
外周部に具備された第二旋回羽根を通じて、前記第一旋
回羽根の下流の前記通路に流出させる様な構造を持つ事
を特徴とするガスタービン燃焼器。 - 【請求項４】請求項３に於いて、前記混合気の一部を抽
気してバーナ端面部まで導き、連通した複数の半径方向
に延びた流路を通じて、前記第一旋回羽根の下流の前記
通路に流出させる様な構造を持つガスタービン燃焼器。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15370996A JPH102558A (ja) | 1996-06-14 | 1996-06-14 | ガスタービン燃焼器用燃料ノズル |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15370996A JPH102558A (ja) | 1996-06-14 | 1996-06-14 | ガスタービン燃焼器用燃料ノズル |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH102558A true JPH102558A (ja) | 1998-01-06 |
Family
ID=15568391
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP15370996A Pending JPH102558A (ja) | 1996-06-14 | 1996-06-14 | ガスタービン燃焼器用燃料ノズル |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH102558A (ja) |
Cited By (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2000017578A1 (en) * | 1998-09-17 | 2000-03-30 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Combustor for gas turbine |
| JP2010243150A (ja) * | 2009-04-07 | 2010-10-28 | General Electric Co <Ge> | 低エミッションかつ耐フラッシュバック性バーナチューブ及び装置 |
| JP2010249449A (ja) * | 2009-04-17 | 2010-11-04 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービンのパイロット燃焼バーナ |
| WO2012096024A1 (ja) * | 2011-01-14 | 2012-07-19 | 三菱重工業株式会社 | 燃料ノズル、これを備えたガスタービン燃焼器およびこれを備えたガスタービン |
| JP2013221737A (ja) * | 2012-04-16 | 2013-10-28 | General Electric Co <Ge> | 空気力学的フィードキャップを有するタービン燃焼器システム |
| CN105650680A (zh) * | 2016-01-19 | 2016-06-08 | 西北工业大学 | 一种双级预混地面燃机燃烧室头部设计 |
| CN108361694A (zh) * | 2017-01-26 | 2018-08-03 | 爱烙达股份有限公司 | 具有空气放大器的燃烧装置 |
| US10670263B2 (en) | 2017-01-26 | 2020-06-02 | Pro-Iroda Industries, Inc. | Burning device with an air amplifier |
| US11204165B2 (en) | 2018-05-18 | 2021-12-21 | Rolls-Royce Plc | Burner |
| KR20230024027A (ko) * | 2021-08-11 | 2023-02-20 | 한국전력공사 | 연소기의 혼합도 향상을 위한 노즐 구조 |
| CN116291951A (zh) * | 2023-03-17 | 2023-06-23 | 西北工业大学 | 一种新型的多级燃烧固体火箭冲压发动机 |
| CN116642204A (zh) * | 2023-06-05 | 2023-08-25 | 中国航发燃气轮机有限公司 | 一种带旋流混合器的微混喷嘴及燃烧室 |
| CN117968096A (zh) * | 2024-03-15 | 2024-05-03 | 无锡华天燃气轮机有限公司 | 一种燃气喷嘴及具有其的燃气轮机 |
-
1996
- 1996-06-14 JP JP15370996A patent/JPH102558A/ja active Pending
Cited By (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2000017578A1 (en) * | 1998-09-17 | 2000-03-30 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Combustor for gas turbine |
| EP1033536A4 (en) * | 1998-09-17 | 2001-01-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | COMBUSTION CHAMBER FOR GAS TURBINE |
| US6301900B1 (en) | 1998-09-17 | 2001-10-16 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine combustor with fuel and air swirler |
| JP2010243150A (ja) * | 2009-04-07 | 2010-10-28 | General Electric Co <Ge> | 低エミッションかつ耐フラッシュバック性バーナチューブ及び装置 |
| JP2010249449A (ja) * | 2009-04-17 | 2010-11-04 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービンのパイロット燃焼バーナ |
| WO2012096024A1 (ja) * | 2011-01-14 | 2012-07-19 | 三菱重工業株式会社 | 燃料ノズル、これを備えたガスタービン燃焼器およびこれを備えたガスタービン |
| JP2012145077A (ja) * | 2011-01-14 | 2012-08-02 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 燃料ノズル、これを備えたガスタービン燃焼器およびこれを備えたガスタービン |
| US9062885B2 (en) | 2011-01-14 | 2015-06-23 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Fuel nozzle, gas turbine combustor with the same, and gas turbine with the same |
| CN104791845A (zh) * | 2011-01-14 | 2015-07-22 | 三菱日立电力系统株式会社 | 燃料喷嘴 |
| JP2013221737A (ja) * | 2012-04-16 | 2013-10-28 | General Electric Co <Ge> | 空気力学的フィードキャップを有するタービン燃焼器システム |
| CN105650680A (zh) * | 2016-01-19 | 2016-06-08 | 西北工业大学 | 一种双级预混地面燃机燃烧室头部设计 |
| CN108361694A (zh) * | 2017-01-26 | 2018-08-03 | 爱烙达股份有限公司 | 具有空气放大器的燃烧装置 |
| CN108361694B (zh) * | 2017-01-26 | 2020-03-10 | 爱烙达股份有限公司 | 具有空气放大器的燃烧装置 |
| US10670263B2 (en) | 2017-01-26 | 2020-06-02 | Pro-Iroda Industries, Inc. | Burning device with an air amplifier |
| US11204165B2 (en) | 2018-05-18 | 2021-12-21 | Rolls-Royce Plc | Burner |
| KR20230024027A (ko) * | 2021-08-11 | 2023-02-20 | 한국전력공사 | 연소기의 혼합도 향상을 위한 노즐 구조 |
| CN116291951A (zh) * | 2023-03-17 | 2023-06-23 | 西北工业大学 | 一种新型的多级燃烧固体火箭冲压发动机 |
| CN116642204A (zh) * | 2023-06-05 | 2023-08-25 | 中国航发燃气轮机有限公司 | 一种带旋流混合器的微混喷嘴及燃烧室 |
| CN116642204B (zh) * | 2023-06-05 | 2024-03-19 | 中国航发燃气轮机有限公司 | 一种带旋流混合器的微混喷嘴及燃烧室 |
| CN117968096A (zh) * | 2024-03-15 | 2024-05-03 | 无锡华天燃气轮机有限公司 | 一种燃气喷嘴及具有其的燃气轮机 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4658471B2 (ja) | ガスタービンエンジンの燃焼器エミッションを減少させる方法及び装置 | |
| JP4846271B2 (ja) | インピンジメント冷却式センタボデーを備えた予混合バーナ及びセンタボデーの冷却方法 | |
| CA1258379A (en) | Gas turbine combustor | |
| US9429324B2 (en) | Fuel injector with radial and axial air inflow | |
| JP4578800B2 (ja) | タービン内蔵システム及びそのインジェクタ | |
| US8024932B1 (en) | System and method for a combustor nozzle | |
| US20070028618A1 (en) | Mixer assembly for combustor of a gas turbine engine having a main mixer with improved fuel penetration | |
| US6996991B2 (en) | Fuel injection system for a turbine engine | |
| JPH0719482A (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
| JP4422104B2 (ja) | ガスタービン用燃焼器 | |
| JPH0828874A (ja) | ガスタービン燃焼器及びガスタービン | |
| JPS6233490B2 (ja) | ||
| US7007479B2 (en) | Method and apparatus to decrease combustor emissions | |
| US20030233833A1 (en) | Pressure ram device on a gas turbine combustor | |
| JP2016057056A (ja) | ガスタービンの燃焼器用の希釈ガス又は空気混合器 | |
| US7059135B2 (en) | Method to decrease combustor emissions | |
| EP2667099A2 (en) | Liquid cartridge with passively fueled premixed air blast circuit for gas operation | |
| JP2000274611A (ja) | 燃焼器 | |
| JPH09222228A (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
| WO1998025084A1 (en) | DIFFUSION AND PREMIX PILOT BURNER FOR LOW NOx COMBUSTOR | |
| JPH0343535B2 (ja) | ||
| EP1835231A1 (en) | Burner in particular for a gas turbine combustor, and method of operating a burner | |
| JP3841285B2 (ja) | 旋回型低ＮＯｘ燃焼器 | |
| US8381531B2 (en) | Gas turbine fuel injector with a rich catalyst | |
| JPH0115775B2 (ja) |