WO2021090807A1 - ガスタービン燃焼器構造体 - Google Patents

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佐々木　隆
優一 森澤
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Definitions

  • An embodiment of the present invention relates to a gas turbine combustor structure.
  • the gas turbine combustor is equipped with a fuel-oxidizer supply mechanism that supplies fuel and oxidizer to the combustion region.
  • a fuel-oxidizer supply mechanism there are a diffusion combustion type supply mechanism and a premixed combustion type supply mechanism.
  • the diffusion combustion type supply mechanism includes, for example, a fuel supply unit that supplies fuel and an oxidant supply unit that supplies an oxidant from the periphery of the fuel supply unit.
  • the premixed combustion type supply mechanism includes, for example, an air-fuel mixture supply unit that ejects an air-fuel mixture of fuel and an oxidant.
  • the fuel-oxidizer supply mechanism is designed to a predetermined optimum size, the fuel flow rate that can be supplied from one fuel-oxidizer supply mechanism is limited. Therefore, in order to secure the amount of heat required for a gas turbine combustor, it is essential to have a plurality of fuel-oxidizer supply mechanisms.
  • a conventional gas turbine combustor for example, there is a cannula combustor in which a plurality of combustion liners having one fuel-oxidizer supply mechanism are arranged in the circumferential direction of the turbine rotor.
  • annular combustion including an annular liner provided around the turbine rotor and a plurality of fuel-oxidizer supply mechanisms arranged in the circumferential direction at the upstream end of the annular liner.
  • most of the conventional gas turbine combustors are arranged so as to penetrate the casing at an angle of about 0 to 30 degrees with respect to the axial direction of the turbine rotor, for example.
  • the gas turbine combustor has the above-mentioned predetermined angle with respect to the axial direction of the turbine rotor. Will be arranged through the outer casing and the inner casing.
  • a vertical silo type combustor that can easily maintain the sealing performance even in the double casing structure is adopted.
  • the combustor is inserted vertically above or below the outer casing. That is, the vertical silo-type combustor is arranged so as to penetrate the outer casing and the inner casing at an angle of 90 degrees with respect to the axial direction of the turbine rotor.
  • the combustor inlet condition is ultra-high pressure and high temperature. Furthermore, in the combustor of a supercritical CO 2 gas turbine, a part of the combustion gas is circulated, so that the flow rate of fuel and oxygen is adjusted so that excess fuel and oxygen do not remain in the combustion gas discharged from the combustor. , Quantitative mixing ratio (equivalent ratio 1) is set.
  • the premixed combustion method is adopted for the combustor of the supercritical CO 2 gas turbine
  • the premixed mixture before being ejected into the combustion region self-ignites in the premixed air supply pipe.
  • the diffusion combustion method is adopted for the combustor of the supercritical CO 2 gas turbine.
  • FIG. 7 is a diagram schematically showing a vertical cross section of a conventional diffusion combustion type vertical silo type combustor 200.
  • each fuel-oxidizer supply mechanism 202 includes a fuel supply unit 203 for supplying fuel and an oxidant supply unit 204 for supplying an oxidant.
  • each fuel-oxidizer supply mechanism 202 In this vertical silo type combustor 200, the fuel and the oxidizer ejected from each fuel-oxidizer supply mechanism 202 are burned in one space in the combustion liner 201. As shown in FIG. 7, a flame 205 is formed downstream of each fuel-oxidizer supply mechanism 202.
  • the flow field of the fuel and the oxidizer ejected from the fuel-oxidizer supply mechanism 202 is the fuel ejected from the other adjacent fuel-oxidizer supply mechanism 202. Affected by the oxidant flow field.
  • the flow field of the fuel and the oxidizer ejected from one fuel-oxidizer supply mechanism 202 is disturbed by the flow field of the fuel and the oxidizer ejected from the adjacent fuel-oxidizer supply mechanism 202.
  • the flame 205 formed by one fuel-oxidizer supply mechanism 202 becomes unstable, causing blowout or unstable combustion.
  • a flow field having a recirculation flow is formed downstream of the fuel-oxidizer supply mechanism 202.
  • a stable flame can be obtained by forming a recirculation flow downstream of the fuel-oxidizer supply mechanism.
  • the recirculation flows formed downstream of the adjacent fuel-oxidizer supply mechanism 202 interfere with each other and the recirculation flow is disturbed. As a result, the flame 205 becomes unstable, causing blowout and unstable combustion.
  • the problem to be solved by the present invention is that the combustor of the supercritical CO 2 gas turbine is stable without being interfered with by the flow field of the fuel and the oxidant ejected from another fuel-oxidizer supply mechanism. It is to provide a gas turbine combustor structure capable of sustaining combustion.
  • the gas turbine combustor structure of the embodiment penetrates the casing of the supercritical CO 2 gas turbine from a direction perpendicular to the axial direction of the turbine rotor in the supercritical CO 2 gas turbine using supercritical CO 2 as a working fluid. Is placed.
  • the gas turbine combustor structure includes a plurality of combustors, each of which is provided with a tubular combustor liner for burning fuel and an oxidant and an upstream end of the combustor liner to supply fuel. It includes a fuel supply unit that supplies the combustor liner and an oxidant supply unit that is provided at the upstream end of the combustor liner and supplies the oxidant into the combustor liner.
  • FIG. 1 It is a system diagram of the gas turbine equipment which comprises the combustor structure of embodiment. It is a figure which shows the vertical cross section of the combustor structure of embodiment. It is a figure which shows the AA cross section of FIG. It is a figure which shows the BB cross section of FIG. It is a figure which shows the relationship between the equivalent ratio and the combustion efficiency in the combustor of this embodiment and the conventional combustor shown in FIG. It is a figure which shows the cross section corresponding to the AA cross section of FIG. 2 when the combustor structure of an embodiment is provided on the upper half side and the lower half side. It is the figure which showed typically the vertical cross section of the vertical silo type combustor of the conventional diffusion combustion type.
  • FIG. 1 is a system diagram of a gas turbine facility 5 including the combustor structure 1 of the embodiment.
  • the gas turbine equipment 5 includes a combustor structure 1, a fuel supply system 10, an oxygen supply system 20, a carbon dioxide circulation system 30, a turbine 40, a generator 41, and a heat exchanger 42.
  • the combustor structure 1 functions as a gas turbine combustor structure.
  • the fuel supply system 10 supplies fuel to the combustor structure 1.
  • the fuel supply system 10 includes a pipe 11.
  • the pipe 11 is provided between the fuel supply source (not shown) and the combustor structure 1. Further, the pipe 11 includes a flow rate adjusting valve 12 for adjusting the flow rate of the fuel.
  • hydrocarbons such as methane and natural gas are used as fuel.
  • fuel for example, a coal gasification gas fuel containing carbon monoxide, hydrogen and the like can be used.
  • the oxygen supply system 20 supplies oxygen to the combustor structure 1.
  • the oxygen supply system 20 includes a pipe 21.
  • the pipe 21 is provided between an air separation device (not shown) that separates oxygen from the atmosphere and the combustor structure 1.
  • the pipe 21 includes a flow rate adjusting valve 22 that adjusts the flow rate of oxygen. Further, the pipe 21 includes a compressor 23 for boosting oxygen. The flow rate adjusting valve 22 is provided between the compressor 23 and the heat exchanger 42. The pipe 21 passes through the heat exchanger 42 and extends to the combustor structure 1. Since the flow rate adjusting valve 22 is provided on the upstream side of the heat exchanger 42, high temperature oxygen does not flow through the flow rate adjusting valve 22.
  • Oxygen separated from the atmosphere by an air separation device flows through the pipe 21.
  • the oxygen flowing through the pipe 21 is heated by passing through the heat exchanger 42 and is supplied to the combustor structure 1.
  • the carbon dioxide circulation system 30 circulates a part of the combustion gas discharged from the turbine 40 to the combustor structure 1.
  • the carbon dioxide cycle system 30 includes a pipe 31.
  • the pipe 31 is provided between the outlet of the turbine 40 and the combustor structure 1.
  • the pipe 31 includes a condenser 32 that removes water vapor contained in the combustion gas.
  • the water vapor in the combustion gas passes through the condenser 32 and is condensed into water. Water is discharged to the outside through, for example, the pipe 36.
  • the pipe 31 is provided with a compressor 33 that boosts the combustion gas from which water vapor has been removed in the condenser 32 to a critical pressure or higher.
  • the condenser 32 and the compressor 33 are provided in the pipe 31 in the region where the combustion gas cooled by the heat exchanger 42 flows.
  • the flow rates of fuel and oxygen are adjusted so as to have a stoichiometric mixture ratio (equivalent ratio 1).
  • the medium circulated in the combustor structure 1 is carbon dioxide.
  • the equivalent ratio referred to here is an equivalent ratio calculated based on the fuel flow rate and the oxygen flow rate. In other words, it is the equivalent ratio (equivalent ratio in overalls) when it is assumed that the fuel and oxygen are uniformly mixed.
  • the component of the combustion gas (dry combustion gas) from which water vapor has been removed in the condenser 32 is almost carbon dioxide. Therefore, the combustion gas from which water vapor has been removed is simply referred to as carbon dioxide.
  • a trace amount of carbon monoxide of 0.2% or less may be mixed in the combustion gas from which water vapor has been removed, but even in this case, the combustion gas from which water vapor has been removed is simply referred to as carbon dioxide.
  • carbon dioxide whose pressure is increased above the critical pressure becomes a supercritical fluid.
  • the pipe 31 is piped so as to pass through the heat exchanger 42 twice. That is, the pipe 31 passes through the heat exchanger 42 once between the turbine 40 and the condenser 32. Then, the pipe 31 passes through the heat exchanger 42 again between the compressor 33 and the combustor structure 1.
  • the combustion gas discharged from the turbine 40 is cooled by passing through the heat exchanger 42. At this time, heat is dissipated from the combustion gas to heat oxygen flowing through the above-mentioned pipe 21 and carbon dioxide circulating through the pipe 31 to the combustor structure 1.
  • the pipe 31 is branched between the compressor 33 and the heat exchanger 42.
  • the pipe 34 branched from the pipe 31 includes a flow rate adjusting valve 35 that adjusts the flow rate of carbon dioxide discharged to the outside.
  • the carbon dioxide emitted to the outside can be used for, for example, EOR (Enhanced Oil Recovery) used at an oil mining site.
  • one end side (combustor structure 1 side) of the fuel supply pipe 11 is branched into a plurality of branches.
  • Each of the branched pipes 11 is connected to each combustor 50 of the combustor structure 1.
  • one end side (combustor structure 1 side) of the pipe 31 that circulates carbon dioxide to the combustor structure 1 is branched into, for example, a plurality of pipes 31.
  • the supercritical CO 2 supplied from a part of the branched pipes 31 is used to form an oxidizing agent which is a mixture of supercritical CO 2 and oxygen.
  • the remaining branched pipe 31 is used to introduce supercritical CO 2 around the combustor structure 1 as a cooling medium, as shown in FIG. 2 described later.
  • One end side (combustor structure 1 side) of the pipe 21 that supplies oxygen to the combustor structure 1 is branched into a plurality of branches.
  • one branched pipe 31 and one branched pipe 21 are connected to the oxidant supply unit 53 of each combustor 50. Then, the oxygen introduced into the oxidizing agent supply unit 53 and the supercritical CO 2 are mixed to form an air-fuel mixture. This air-fuel mixture is ejected into the combustor liner 51 as an oxidizing agent.
  • the method of forming the air-fuel mixture is not limited to this method.
  • a mixing chamber made of a housing member having a space inside may be provided.
  • a part of the branched pipes 31 and 21 are connected to the mixing chamber.
  • the air-fuel mixture formed in the mixing chamber is supplied to the oxidizing agent supply unit 53 of each combustor 50 via a pipe.
  • the pipe 31 may be branched between the heat exchanger 42 and the combustor structure 1, and the branched pipe may be connected to the pipe 21 through which oxygen flows.
  • This connecting portion is provided, for example, in the pipe 21 between the heat exchanger 42 and the combustor structure 1.
  • the pipe 31 may be branched between the compressor 33 and the heat exchanger 42, and the branched pipe may be connected to the pipe 21 through which oxygen flows.
  • This connecting portion is provided, for example, in the pipe 21 between the flow rate adjusting valve 22 and the heat exchanger 42.
  • the pipe branched from the pipe 31 is provided with a flow rate adjusting valve for adjusting the flow rate of supercritical CO 2 mixed with oxygen.
  • the turbine 40 is rotated by the combustion gas discharged from the combustor structure 1.
  • a generator 41 is connected to the turbine 40.
  • FIG. 2 is a diagram showing a vertical cross section of the combustor structure 1 of the embodiment.
  • FIG. 3 is a diagram showing a cross section taken along the line AA of FIG.
  • FIG. 4 is a diagram showing a BB cross section of FIG.
  • the combustor structure 1 shown in FIGS. 2 to 4 is a cross-sectional view in a state of being installed in a gas turbine. Therefore, FIGS. 2 to 4 also show a configuration of, for example, a casing of a gas turbine. Further, FIGS. 2 and 3 show the configuration of the upper half side. Here, an example in which the combustor structure 1 is provided on the upper half side is shown.
  • the combustor structure 1 is installed in a supercritical CO 2 gas turbine that uses supercritical CO 2 as a working fluid. Since the combustor structure 1 and the turbine 40 are operated under ultra-high pressure conditions, the casing 80 is composed of a double casing structure including an inner casing 90 and an outer casing 85, as shown in FIGS. 2 and 3. Will be done.
  • the outer casing 85 is provided on the outer peripheral side of the inner casing 90 with a predetermined gap.
  • the stationary blades 95 and the moving blades 96 are alternately arranged in the axial direction of the turbine rotor 97.
  • the stationary blade 95 is arranged between the inner ring side wall 95a and the outer ring side wall 95b.
  • the rotor blade 96 is provided on the rotor wheel 98 of the turbine rotor 97.
  • the outer periphery of the moving blade 96 is provided with an outer wall 95c having a gap with the tip of the moving blade.
  • the outer wall 95c may be configured, for example, by extending the outer ring side wall 95b in the axial direction of the turbine rotor 97.
  • the combustor structure 1 includes a combustor 50, a rear liner 60, and a scroll 70. Further, the combustor structure 1 includes a plurality of combustors 50.
  • the combustor structure 1 is arranged so as to penetrate the outer casing 85 and the inner casing 90 from the direction perpendicular to the axial direction of the turbine rotor 97.
  • the combustor structure 1 is a so-called vertical silo type combustor structure.
  • penetrating the combustor structure 1 from vertically above is shown.
  • a combustor casing 110 surrounding the periphery of the combustor structure 1 is provided on the outside of the outer casing 85.
  • the combustor casing 110 is composed of a tubular casing having both ends open.
  • One end of the combustor casing 110 is fixed to the outer casing 85.
  • the other end of the combustor casing 110 is closed by a head plate 111.
  • the head plate 111 is provided with a through hole (not shown) for drawing the pipe 21, the pipe 31, and the pipe 11 into the combustor casing 110.
  • the outer casing 85 and the inner casing 90 are formed with through holes 86 and 91 for penetrating the combustor structure 1.
  • a sleeve 100 is provided between the outer casing 85 and the inner casing 90 through which the combustor structure 1 penetrates.
  • the sleeve 100 prevents supercritical CO 2 as a cooling medium flowing around the combustor structure 1 from flowing out into the space between the outer casing 85 and the inner casing 90.
  • the sleeve 100 is composed of, for example, a cylindrical member.
  • the upstream end of the sleeve 100 includes an annular flange portion 101 projecting to the outer peripheral side.
  • the flange portion 101 is supported by an annular groove portion 87 formed on the outer peripheral surface 85a of the outer casing 85.
  • the downstream end of the sleeve 100 is in contact with the outer peripheral surface 90a of the inner casing 90.
  • annular ridge portion 92 is formed around the sleeve 100 with a gap from the sleeve 100.
  • the ridge portion 92 projects toward the outer casing 85 side.
  • An annular seal ring 93 fits between the sleeve 100 and the ridge 92. By providing the seal ring 93, supercritical CO 2 flowing around the combustor structure 1 flows out between the sleeve 100 and the outer peripheral surface 90a of the inner casing 90 and between the outer casing 85 and the inner casing 90. To prevent.
  • the configuration of the sleeve 100 is not limited to the above configuration.
  • the sleeve 100 may have a configuration capable of preventing supercritical CO 2 flowing around the combustor structure 1 from flowing out into the space between the outer casing 85 and the inner casing 90.
  • the combustor 50 includes a combustor liner 51, a fuel supply unit 52, and an oxidant supply unit 53.
  • the combustor liner 51 is composed of a tubular member that burns fuel and an oxidant. One end (upstream end) of the combustor liner 51 is closed by the upstream end wall 51a, and the other end (downstream end) is open.
  • the combustor liner 51 is composed of, for example, a cylinder extending in a straight line.
  • the combustor liner 51 may be composed of, for example, a partially curved cylinder.
  • the upstream end wall 51a has an opening 51b for providing a fuel supply unit 52 and an oxidant supply unit 53.
  • the upstream means the upstream in the direction in which the combustion gas flows
  • the downstream means the downstream in the direction in which the combustion gas flows.
  • the combustor liner 51 is arranged so that the central axis of the combustor liner 51 is perpendicular to, for example, the axial direction of the turbine rotor 97.
  • the side wall of the combustor liner 51 is provided with a plurality of introduction holes 51c for guiding the supercritical CO 2 flowing outside the combustor liner 51 into the inside.
  • the supercritical CO 2 flowing outside the combustor liner 51 has a function of cooling the combustor liner 51.
  • the introduction hole 51c is composed of, for example, a slit or a hole.
  • the combustor liner 51 is cooled by, for example, film cooling.
  • supercritical CO 2 which is a cooling medium introduced from the introduction hole 51c, forms a gas heat insulating film between the inner wall surface of the combustor liner 51 and the combustion gas. This prevents the inner wall surface of the combustor liner 51 from coming into direct contact with the combustion gas.
  • the fuel supply unit 52 supplies fuel into the combustor liner 51.
  • the fuel supply unit 52 is provided on the upstream end wall 51a of the combustor liner 51.
  • the fuel supply unit 52 is provided at the center of the upstream end wall 51a, for example, as shown in FIG.
  • the fuel supply unit 52 is composed of, for example, a circular pipe.
  • the fuel supply unit 52 is connected to a pipe 11 for supplying fuel.
  • the outlet 52a of the fuel supply unit 52 has a function as, for example, a fuel nozzle.
  • the outlet 52a is composed of, for example, a single-hole fuel injection hole or a perforated fuel injection hole. The fuel is ejected into the combustor liner 51 from the outlet 52a of the fuel supply unit 52.
  • the oxidant supply unit 53 supplies the oxidant into the combustor liner 51.
  • the oxidant supply unit 53 is provided on the upstream end wall 51a of the combustor liner 51. As shown in FIG. 2, for example, the oxidant supply unit 53 is provided around the fuel supply unit 52 in a concentric circle with the fuel supply unit 52 and in an annular shape.
  • the annular oxidant supply unit 53 is configured to include, for example, a circular pipe on the outer periphery of the fuel supply unit 52.
  • the fuel supply unit 52 and the oxidant supply unit 53 are composed of a double pipe structure.
  • the fuel is ejected from the central fuel ejection hole, and the oxidant is ejected from the annular flow path formed around the central fuel ejection hole. That is, the combustor 50 employs a diffusion combustion method.
  • a swirl 55 that imparts a swirling component to the flow of the oxidant is provided.
  • a flow having a swirling component is ejected into the combustor liner 51.
  • the fuel supply unit 52 and the oxidant supply unit 53 described above constitute one fuel-oxidizer supply mechanism 54. Then, as shown in FIG. 2, one flame F is formed on the downstream side of this one fuel-oxidizer supply mechanism 54. That is, the combustor 50 includes one combustor liner 51 and one fuel-oxidizer supply mechanism 54 provided at the upstream end of the one combustor liner 51.
  • a fuel-oxidizer supply mechanism 54 composed of one fuel supply unit 52 and one oxidant supply unit 53 is shown here, the configuration is not limited to this.
  • the configuration of the fuel-oxidizer supply mechanism 54 consists of one flame F formed by the fuel and the oxidant ejected from the fuel-oxidizer supply mechanism 54 downstream of the one fuel-oxidizer supply mechanism 54, in other words. Then, it suffices as long as it forms one combustion region.
  • one fuel-oxidant supply mechanism 54 may include a plurality of fuel supply units 52 and a plurality of oxidant supply units 53.
  • the combustor structure 1 includes a plurality of combustors 50 having the above-described configuration. As shown in FIG. 4, the plurality of combustors 50 are provided in the combustor casing 110. As shown in FIG. 4, the plurality of combustors 50 are arranged at equal intervals in the circumferential direction around the central axis of the combustor casing 110, for example. The number of combustors 50 to be arranged is determined based on, for example, the amount of heat that can be supplied from one combustor 50 and the amount of heat required for the supercritical CO 2 gas turbine.
  • each combustor liner 51 of each combustor 50 communicates with the through port 63 of the upstream end wall 61 provided at the upstream end of the rear liner 60, which will be described later. Then, each combustor liner 51 communicates with the rear liner 60 via the through port 63.
  • each combustor 50 is connected to the branched pipe 11.
  • the oxidant supply unit 53 of each combustor 50 is connected to, for example, the branched pipe 21 and the pipe 31, respectively.
  • oxygen and supercritical CO 2 was introduced in the upstream portion of the oxidizing agent supply unit 53 mixes while flowing an oxidant in the supply unit 53, in the outlet 53a of the oxidizing agent supply unit 53 oxygen and supercritical CO 2 It becomes an air-fuel mixture consisting of.
  • the rear liner 60 is provided on the downstream side of the plurality of combustors 50.
  • the rear liner 60 is a flow path that collects combustion gases discharged from a plurality of combustors 50 and guides them to the scroll 70 while rectifying them.
  • the rear liner 60 is composed of a tubular member extending in a direction perpendicular to the axial direction of the turbine rotor 97, for example, as shown in FIGS. 2 and 3. Further, the rear liner 60 is configured to have, for example, a flow path portion in which the cross-sectional area of the flow path gradually decreases as it goes downstream.
  • the shape of the rear liner 60 is not limited to this.
  • the upstream end wall 61 has a plurality of through ports 63 communicating with the downstream end of each combustor liner 51.
  • the through port 63 is formed according to the position of the downstream end of each combustor liner 51.
  • the other end (downstream end) of the rear liner 60 is connected to the upstream end of the scroll 70.
  • the side wall of the rear liner 60 is provided with a plurality of introduction holes 62 for guiding the supercritical CO 2 flowing outside the rear liner 60 to the inside.
  • the supercritical CO 2 flowing outside the rear liner 60 has a function of cooling the rear liner 60.
  • the configuration of the introduction hole 62 is the same as the configuration of the introduction hole 51c described above. Further, the effect of providing the introduction hole 62 is the same as the effect of providing the introduction hole 51c described above.
  • the scroll 70 is a flow path that guides the combustion gas discharged from the rear liner 60 in the axial direction of the turbine rotor 97 and also in the circumferential direction of the turbine rotor 97.
  • the scroll 70 includes a bending flow path portion 71 that guides the combustion gas discharged from the rear liner 60 in the axial direction of the turbine rotor 97, and combustion guided in the axial direction of the turbine rotor 97.
  • An annular flow path portion 72 that guides gas in the circumferential direction of the turbine rotor 97 is provided.
  • the upstream end of the bent flow path portion 71 is connected to the downstream end of the rear liner 60.
  • the bent flow path portion 71 is composed of a bent pipe that bends approximately 90 degrees in the axial direction of the turbine rotor 97.
  • the outlet side of the bent flow path portion 71 has a structure that spreads in the circumferential direction of the turbine rotor 97 while bending. Then, the bent flow path portion 71 deflects the flow of the combustion gas discharged from the rear liner 60 by approximately 90 degrees. The flow of the shunted combustion gas flows in the axial direction of the turbine rotor 97.
  • the annular flow path portion 72 is composed of an annular pipe provided so as to cover the periphery of the turbine rotor 97.
  • the annular flow path portion 72 is configured by, for example, combining a split structure composed of a semi-annular upper half portion and a semi-annular upper half portion and a lower half portion.
  • the annular flow path portion 72 spreads the flow of combustion gas discharged from the bending flow path portion 71 in the circumferential direction of the turbine rotor 97.
  • the combustion gas having a velocity component in the axial direction of the turbine rotor 97 spreads uniformly in the circumferential direction of the turbine rotor 97.
  • the outlet 73 of the annular flow path portion 72 faces the stationary blade 95 of the first stage. Then, the combustion gas flowing in the annular flow path portion 72 is ejected from the outlet 73 toward the stationary blade 95 of the first stage.
  • the outlet end of the annular flow path portion 72 is in contact with the upstream ends of the inner ring side wall 95a and the outer ring side wall 95b. As a result, the combustion gas ejected from the outlet 73 is guided to the stationary blade 95 of the first stage.
  • the fuel is supplied to the combustor 50 of the combustor structure 1 through the pipe 11.
  • Oxygen separated from the atmosphere is supplied to the combustor 50 through the pipe 21.
  • oxygen is boosted to a predetermined pressure by the compressor 23. Further boosted oxygen is heated by passing through the heat exchanger 42.
  • the circulating supercritical CO 2 is supplied to the combustor structure 1 and the combustor 50 through the pipe 31. At this time, the supercritical CO 2 is heated by passing through the heat exchanger 42.
  • oxygen supplied to the combustor 50 and supercritical CO 2 are mixed and ejected as an oxidant into the combustion region in the combustor liner 51.
  • the fuel and oxidizer guided to the combustor 50 of the combustor structure 1 are burned in the combustor liner 51 to become combustion gas.
  • the combustion gas discharged from the combustor structure 1 is introduced into the turbine 40.
  • the turbine 40 is rotated by the combustion gas.
  • the generator 41 is driven by the rotation of the turbine 40 to generate electricity.
  • the combustion gas discharged from the combustor structure 1 here contains a combustion product generated by fuel and oxygen and carbon dioxide circulated in the combustor structure 1.
  • the combustion gas discharged from the turbine 40 is guided to the pipe 31 and cooled by passing through the heat exchanger 42. At this time, the heat radiation from the combustion gas heats the oxygen flowing through the pipe 21 and the carbon dioxide flowing through the pipe 31 and circulating in the combustor structure 1.
  • the combustion gas that has passed through the heat exchanger 42 passes through the condenser 32.
  • the water vapor contained in the combustion gas is removed.
  • the water vapor in the combustion gas condenses into water by passing through the condenser 32. Water is discharged to the outside through, for example, the pipe 36.
  • Carbon dioxide is boosted by the compressor 33 interposed in the pipe 31 and becomes supercritical CO 2.
  • a part of the carbon dioxide boosted by the compressor 33 flows through the pipe 31 and is circulated to the combustor structure 1.
  • the supercritical CO 2 is heated to, for example, about 700 ° C. by passing through the heat exchanger 42.
  • the balance of carbon dioxide boosted by the compressor 33 is introduced into the pipe 34 branching from the pipe 31.
  • the flow rate of carbon dioxide introduced into the pipe 34 is adjusted by the flow rate adjusting valve 35, and the carbon dioxide is discharged to the outside.
  • the carbon dioxide emitted to the outside is used, for example, for EOR (Enhanced Oil Recovery) used at oil mining sites.
  • the fuel supplied from the pipe 11 to the fuel supply unit 52 is ejected from the outlet 52a into the combustor liner 51.
  • Oxygen supplied from the pipe 21 to the oxidant supply unit 53 and supercritical CO 2 supplied from the pipe 31 to the oxidant supply unit 53 are mixed in the oxidant supply unit 53 and mixed in the oxidant supply unit 53 and from the outlet 53a into the combustor liner 51. Is ejected to.
  • a swirl component is given to the flow of the oxidant by the swirl 55 provided at the outlet 53a.
  • the fuel and oxidizer ejected into the combustor liner 51 are ignited by an ignition device (not shown) to start combustion.
  • the ignition device is provided in each combustor 50.
  • the flame is formed downstream of the fuel-oxidizer supply mechanism 54.
  • the combustion reaction is completed in the combustor liner 51. Therefore, the combustion gas discharged from the outlet of the combustor liner 51 does not contain oxygen and fuel, and is substantially composed of carbon dioxide and water vapor.
  • the combustor 50 includes one combustor liner 51 and one fuel-oxidizer supply mechanism 54, there is no interference with other flames (other flow fields). Therefore, oxygen and fuel can be burned stably.
  • the supercritical CO 2 supplied from the pipe 31 to the periphery of the combustor structure 1 is introduced into the combustor liner 51 as a cooling medium through the introduction hole 51c of the combustor liner 51.
  • the supercritical CO 2 introduced into the combustor liner 51 is discharged from the outlet of the combustor liner 51 together with the combustion gas, and flows into the rear liner 60.
  • the combustion gas (including supercritical CO 2 ) discharged from the combustor liner 51 of each combustor 50 becomes one flow in the rear liner 60 and flows in the rear liner 60 while being rectified.
  • the supercritical CO 2 supplied from the pipe 31 to the periphery of the combustor structure 1 is introduced into the rear liner 60 as a cooling medium through the introduction hole 62 of the rear liner 60.
  • the supercritical CO 2 introduced into the rear liner 60 flows into the scroll 70 together with the combustion gas.
  • the combustion gas (including supercritical CO 2 ) that has flowed into the bent flow path portion 71 of the scroll 70 is drifted by approximately 90 degrees in the axial direction of the turbine rotor 97. Then, the combustion gas that has been drifted flows into the annular flow path portion 72. The combustion gas flowing into the annular flow path portion 72 spreads in the circumferential direction of the turbine rotor 97. The flow of combustion gas has a substantially uniform velocity distribution in the annular flow path of the annular flow path portion 72 surrounding the turbine rotor 97.
  • the combustion gas is ejected from the outlet 73 of the scroll 70 toward the stationary blade 95 of the first stage.
  • the combustion gas is ejected from the annular outlet at a substantially uniform speed in the circumferential direction.
  • the combustion gas flowing through the combustor structure 1 is guided to the turbine 40 to operate the turbine 40.
  • FIG. 5 is a diagram showing the relationship between the equivalent ratio and the combustion efficiency in the combustor 50 of the present embodiment and the conventional combustor 200 (vertical silo type combustor 200) shown in FIG. 7.
  • the combustion efficiency shown in FIG. 5 is obtained based on the combustion gas composition.
  • the results shown in FIG. 5 are data when the temperature and pressure conditions at the inlet of the combustor are set to the supercritical conditions of CO 2.
  • the fuel was natural gas, and the oxidant was a mixture of oxygen and supercritical CO 2. Both data were obtained under the same conditions except that the combustor structure was different.
  • the fuel and the oxidant ejected from one fuel-oxidizer supply mechanism 54 are burned in one space in one combustor liner 51.
  • the combustor 50 of the present embodiment includes a plurality of such combustors 50.
  • the fuel and the oxidizer ejected from the plurality of fuel-oxidizer supply mechanisms 202 are burned in one space in one combustion liner 201.
  • the number of fuel-oxidizer supply mechanisms 202 in the conventional combustor 200 is the same as the number of combustors 50 in the present embodiment.
  • the combustion efficiency of the combustor 50 of the present embodiment is higher than that of the conventional combustor 200 in the entire range of the changed equivalent ratios.
  • the equivalent ratio is smaller than 1, and the decrease in combustion efficiency is greater in the conventional combustor 200 than in the combustor 50 of the present embodiment. That is, the difference in combustion efficiency between the combustor 50 of the present embodiment and the conventional combustor 200 becomes larger as the equivalent ratio becomes smaller than 1.
  • the recirculation flow formed by the flow of the oxidizing agent having a swirling component contributes to the formation of a stable flame.
  • the flow field due to this recirculation flow is disturbed and the flame 205 becomes unstable.
  • the concentration of the unburned component in the combustion gas discharged from the combustor 50 is low and high combustion efficiency is obtained. From this, it is considered that stable combustion is maintained in the combustor 50 of the present embodiment.
  • the fuel and the oxidizer ejected from one fuel-oxidizer supply mechanism 54 are oxidized in one space in one combustor liner 51.
  • a stable flame can be formed downstream of the fuel-oxidizer supply mechanism 54.
  • the oxidant contains supercritical CO 2 that does not contribute to combustion. Therefore, when an air-fuel mixture containing supercritical CO 2 is used as the oxidant, the flame is more likely to become unstable due to the disturbance of the flow field as compared with the case where pure oxygen is used as the oxidant.
  • a stable flame can be obtained without disturbing the flow field, so that stable combustion can be achieved even if the oxidizing agent contains supercritical CO 2. Can be maintained.
  • the combustor 50 of the present embodiment can satisfy the amount of heat required for the supercritical CO 2 gas turbine by providing a plurality of such combustors 50. Further, the number of combustors 50 to be installed can be appropriately adjusted according to the amount of heat required by the supercritical CO 2 gas turbine.
  • the combustor structure 1 of the present embodiment is configured to include a plurality of small test combustor level combustors 50. That is, the knowledge obtained in the small test combustor can be used as it is.
  • FIG. 6 is a diagram showing a cross section corresponding to the AA cross section of FIG. 2 when the combustor structure 1 of the embodiment is provided on the upper half side and the lower half side.
  • the combustor structure 1 may be provided on both the upper half side and the lower half side.
  • the combustor structure 1 is arranged so as to penetrate the outer casing 85 and the inner casing 90 from above, for example, vertically.
  • the combustor structure 1 is arranged so as to penetrate the outer casing 85 and the inner casing 90, for example, from vertically below.
  • the combustor structure 1 may be provided only on the lower half side.

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Abstract

実施形態の燃焼器構造体（１）は、超臨界ＣＯ２を作動流体に用いる超臨界ＣＯ２ガスタービンにおけるタービンロータ（９７）の軸方向に垂直な方向から、超臨界ＣＯ２ガスタービンのケーシングを貫通して配置される。この燃焼器構造体（１）は、複数の燃焼器（５０）を備え、各燃焼器（５０）は、燃料と酸化剤を燃焼させる筒状の燃焼器ライナ（５１）と、燃焼器ライナ（５１）の上流端に設けられ、燃料を燃焼器ライナ内に供給する燃料供給部（５２）と、燃焼器ライナ（５１）の上流端に設けられ、酸化剤を燃焼器ライナ内に供給する酸化剤供給部（５３）とを具備する。

Description

ガスタービン燃焼器構造体
　本発明の実施形態は、ガスタービン燃焼器構造体に関する。
　ガスタービン燃焼器は、燃料と酸化剤を燃焼領域に供給する燃料‐酸化剤供給機構を備えている。この燃料‐酸化剤供給機構として、拡散燃焼方式の供給機構や予混合燃焼方式の供給機構がある。拡散燃焼方式の供給機構は、例えば、燃料を供給する燃料供給部と、燃料供給部の周囲から酸化剤を供給する酸化剤供給部とを備える。予混合燃焼方式の供給機構は、例えば、燃料と酸化剤の混合気を噴出する混合気供給部を備える。
　燃料‐酸化剤供給機構は、所定の最適なサイズに設計されるため、一つの燃料‐酸化剤供給機構から供給可能な燃料流量は限られる。そのため、ガスタービン燃焼器として要求される熱量を確保するためには、複数の燃料‐酸化剤供給機構を備えることが必須となる。
　従来のガスタービン燃焼器として、例えば、一つの燃料‐酸化剤供給機構を備えた燃焼ライナをタービンロータの周方向に複数配置するキャニュラ燃焼器がある。また、従来のガスタービン燃焼器として、例えば、タービンロータの周囲に設けられた環状ライナと、環状ライナの上流端に周方向に配置された複数の燃料‐酸化剤供給機構とを備えたアニュラ燃焼器がある。
　ここで、従来の大部分のガスタービン燃焼器は、例えば、タービンロータの軸方向に対して０～３０度程度の角度でケーシングを貫通して配置されている。
　近年、上記したようなガスタービン燃焼器を備える発電プラントにおいて、二酸化炭素の削減や省資源などの要求から、高効率化が進められている。そのような中、燃焼器において生成した二酸化炭素の一部を超臨界圧まで加圧して燃焼器に循環させる超臨界ＣＯ２ガスタービンが検討されている。
　この超臨界ＣＯ２ガスタービンにおいては、超高圧の環境下での運転条件となるため、内部ケーシングおよび外部ケーシングを備える二重ケーシング構造の採用が必須となる。
　この二重ケーシング構造を備える超臨界ＣＯ２ガスタービンに、上記した従来のガスタービン燃焼器の配置構成を採用した場合、ガスタービン燃焼器は、タービンロータの軸方向に対して上記した所定の角度で外部ケーシングおよび内部ケーシングを貫通して配置されることとなる。
　この場合、外部ケーシングと内部ケーシングとの熱伸び差によって、外部ケーシングと内部ケーシングとの間のシール性能を維持することが困難となる。そのため、このような超臨界ＣＯ２ガスタービンにおいては、二重ケーシング構造においてもシール性能を維持しやすい垂直サイロ型燃焼器が採用される。垂直サイロ型燃焼器においては、燃焼器は、外部ケーシングの鉛直上方、もしくは鉛直下方から挿入される。すなわち、垂直サイロ型燃焼器は、タービンロータの軸方向に対して９０度の角度で外部ケーシングおよび内部ケーシングを貫通して配置される。
　また、超臨界ＣＯ２ガスタービンの燃焼器では、燃焼器入口条件が超高圧で高温となる。さらに、超臨界ＣＯ２ガスタービンの燃焼器では、燃焼ガスの一部を循環させるため、燃焼器から排出される燃焼ガス中に余剰の燃料や酸素が残存しないように、燃料および酸素の流量は、量論混合比（当量比１）に設定される。
　このような条件下において、超臨界ＣＯ２ガスタービンの燃焼器に予混合燃焼方式を採用した場合には、燃焼領域に噴出される前の予混合気が予混合気供給管内で自己着火することがある。そのため、超臨界ＣＯ２ガスタービンの燃焼器には、拡散燃焼方式が採用される。
特開平６－１８０３７号公報
　上記したように、超臨界ＣＯ２ガスタービンにおいては、拡散燃焼方式の垂直サイロ型燃焼器が採用される。ここで、図７は、従来の拡散燃焼方式の垂直サイロ型燃焼器２００の縦断面を模式的に示した図である。
　図７に示すように、垂直サイロ型燃焼器２００は、一つの燃焼ライナ２０１の上流端に複数の燃料‐酸化剤供給機構２０２を備えている。各燃料‐酸化剤供給機構２０２は、燃料を供給する燃料供給部２０３と、酸化剤を供給する酸化剤供給部２０４とを備えている。
　この垂直サイロ型燃焼器２００では、各燃料‐酸化剤供給機構２０２から噴出された燃料と酸化剤は、燃焼ライナ２０１内の一つの空間において燃焼する。図７に示すように、各燃料‐酸化剤供給機構２０２の下流には、それぞれ火炎２０５が形成される。
　このような従来の垂直サイロ型燃焼器２００では、燃料‐酸化剤供給機構２０２から噴出された燃料と酸化剤の流れ場は、隣接する他の燃料‐酸化剤供給機構２０２から噴出された燃料と酸化剤の流れ場の影響を受ける。
　例えば、一つの燃料‐酸化剤供給機構２０２から噴出された燃料と酸化剤による流れ場は、隣接する燃料‐酸化剤供給機構２０２から噴出された燃料と酸化剤の流れ場によって乱される。これによって、一つの燃料‐酸化剤供給機構２０２によって形成される火炎２０５が不安定となり、吹き消えや不安定燃焼を引き起こす。
　例えば、酸化剤供給部２０４から噴出する酸化剤の流れに旋回成分を付与する場合、燃料‐酸化剤供給機構２０２の下流に再循環流を有する流れ場が形成される。
　一般的に、燃料‐酸化剤供給機構の下流に再循環流を形成することによって、安定した火炎が得られる。しかしながら、図７に示す従来の垂直サイロ型燃焼器２００においては、隣接する燃料‐酸化剤供給機構２０２の下流に形成された再循環流どうしが干渉して再循環流が乱される。これによって、火炎２０５が不安定となり、吹き消えや不安定燃焼を引き起こす。
　例えば、不安定燃焼を引き起こした場合、燃焼ガス中の未燃焼成分の濃度が増加し、燃焼効率が低下する。そのため、必要な熱量が得られないとともに、燃焼器に循環させる二酸化炭素に酸素や未燃焼成分が含まれることとなる。
　本発明が解決しようとする課題は、超臨界ＣＯ２ガスタービンの燃焼器において、他の燃料‐酸化剤供給機構から噴出された燃料と酸化剤の流れ場からの干渉を受けることなく、安定した燃焼を維持することができるガスタービン燃焼器構造体を提供することである。
　実施形態のガスタービン燃焼器構造体は、超臨界ＣＯ２を作動流体に用いる超臨界ＣＯ２ガスタービンにおけるタービンロータの軸方向に垂直な方向から、前記超臨界ＣＯ２ガスタービンのケーシングを貫通して配置される。このガスタービン燃焼器構造体は、複数の燃焼器を備え、各前記燃焼器は、燃料と酸化剤を燃焼させる筒状の燃焼器ライナと、前記燃焼器ライナの上流端に設けられ、燃料を前記燃焼器ライナ内に供給する燃料供給部と、前記燃焼器ライナの上流端に設けられ、酸化剤を前記燃焼器ライナ内に供給する酸化剤供給部とを具備する。
実施の形態の燃焼器構造体を備えるガスタービン設備の系統図である。 実施の形態の燃焼器構造体の縦断面を示す図である。 図２のＡ－Ａ断面を示す図である。 図２のＢ－Ｂ断面を示す図である。 本実施の形態の燃焼器および図７に示した従来の燃焼器における当量比と燃焼効率の関係を示す図である。 実施の形態の燃焼器構造体を上半側および下半側に備えたときの、図２のＡ－Ａ断面に相当する断面を示す図である。 従来の拡散燃焼方式の垂直サイロ型燃焼器の縦断面を模式的に示した図である。
　以下、本発明の実施の形態について図面を参照して説明する。
　図１は、実施の形態の燃焼器構造体１を備えるガスタービン設備５の系統図である。図１に示すように、ガスタービン設備５は、燃焼器構造体１、燃料供給系統１０、酸素供給系統２０、二酸化炭素循環系統３０、タービン４０、発電機４１、熱交換器４２を備える。なお、燃焼器構造体１は、ガスタービン燃焼器構造体として機能する。
　燃料供給系統１０は、燃焼器構造体１に燃料を供給する。燃料供給系統１０は、配管１１を備える。この配管１１は、燃料供給源（図示しない）と燃焼器構造体１との間に設けられる。また、配管１１は、燃料の流量を調整する流量調整弁１２を備える。
　ここで、燃料として、例えば、メタン、天然ガスなどの炭化水素が使用される。また、燃料として、例えば、一酸化炭素および水素などを含む石炭ガス化ガス燃料を使用することもできる。
　酸素供給系統２０は、燃焼器構造体１に酸素を供給する。酸素供給系統２０は、配管２１を備える。この配管２１は、大気から酸素を分離する空気分離装置（図示しない）と燃焼器構造体１との間に設けられる。
　配管２１は、酸素の流量を調整する流量調整弁２２を備える。また、配管２１は、酸素を昇圧する圧縮機２３を備える。流量調整弁２２は、圧縮機２３と熱交換器４２との間に設けられている。そして、配管２１は、熱交換器４２を通り燃焼器構造体１まで延設されている。なお、流量調整弁２２は、熱交換器４２よりも上流側に設けられているため、流量調整弁２２には高温の酸素が流れない。
　配管２１には、空気分離装置（図示しない）によって大気から分離された酸素が流れる。配管２１を流れる酸素は、熱交換器４２を通過することで加熱され、燃焼器構造体１に供給される。
　二酸化炭素循環系統３０は、タービン４０から排出された燃焼ガスの一部を燃焼器構造体１に循環する。二酸化炭素循環系統３０は、配管３１を備える。この配管３１は、タービン４０の出口と燃焼器構造体１との間に設けられる。
　配管３１は、燃焼ガス中に含まれる水蒸気を除去する凝縮器３２を備える。なお、燃焼ガス中の水蒸気は、凝縮器３２を通過することで、凝縮して水となる。水は、例えば、配管３６を通り外部に排出される。
　また、配管３１は、凝縮器３２において水蒸気が除去された燃焼ガスを臨界圧力以上に昇圧する圧縮機３３を備える。凝縮器３２および圧縮機３３は、熱交換器４２で冷却された燃焼ガスが流れる領域の配管３１に備えられる。
　ここで、ガスタービン設備５においては、燃焼器構造体１（燃焼器５０）から排出される燃焼ガスに、余剰の酸素や燃料が残存しないことが好ましい。そこで、燃料および酸素の流量は、量論混合比（当量比１）になるように調整されている。また、燃焼器構造体１に循環される媒体は二酸化炭素である。
　なお、ここでいう当量比は、燃料流量および酸素流量に基づいて算出した当量比である。換言すれば、燃料と酸素が均一に混合したと想定したときの当量比（オーバーオールでの当量比）である。
　このようなことから、凝縮器３２において水蒸気が除去された燃焼ガス（ドライ燃焼ガス）の成分は、ほぼ二酸化炭素である。そこで、水蒸気が除去された燃焼ガスを単に二酸化炭素と称する。
　なお、水蒸気が除去された燃焼ガスには、例えば、０．２％以下の微量の一酸化炭素が混在する場合もあるが、この場合においても、水蒸気が除去された燃焼ガスを単に二酸化炭素と称する。また、臨界圧力以上に昇圧された二酸化炭素は、超臨界流体となる。
　配管３１は、熱交換器４２を２回通るように配管されている。すなわち、配管３１は、タービン４０と凝縮器３２との間で一度熱交換器４２を通る。そして、配管３１は、圧縮機３３と燃焼器構造体１との間で再度熱交換器４２を通る。
　ここで、タービン４０から排出された燃焼ガスは、熱交換器４２を通過することによって冷却される。この際、燃焼ガスからの放熱によって、前述した配管２１を流れる酸素や、配管３１を通り燃焼器構造体１に循環する二酸化炭素を加熱する。
　また、配管３１は、圧縮機３３と熱交換器４２との間で分岐している。配管３１から分岐した配管３４は、外部に排出する二酸化炭素の流量を調整する流量調整弁３５を備える。なお、外部に排出された二酸化炭素は、例えば、石油採掘現場で採用されているＥＯＲ（Enhanced Oil Recovery）に利用することができる。
　図１に示すように、燃料を供給する配管１１の一端側（燃焼器構造体１側）は、複数に分岐されている。そして、分岐された各配管１１は、燃焼器構造体１の各燃焼器５０に接続されている。
　また、二酸化炭素を燃焼器構造体１に循環する配管３１の一端側（燃焼器構造体１側）は、例えば、複数に分岐されている。分岐された一部の配管３１から供給される超臨界ＣＯ２は、超臨界ＣＯ２と酸素との混合気である酸化剤を形成するために利用される。分岐された残りの配管３１は、後述する図２に示すように、冷却媒体として燃焼器構造体１の周囲に超臨界ＣＯ２を導入するために利用される。　　　
　酸素を燃焼器構造体１に供給する配管２１の一端側（燃焼器構造体１側）は、複数に分岐されている。
　そして、分岐された一つの配管３１および分岐された一つの配管２１は、各燃焼器５０の酸化剤供給部５３に接続される。そして、酸化剤供給部５３に導入された酸素と超臨界ＣＯ２とが混合して混合気が形成される。この混合気は、酸化剤として燃焼器ライナ５１内に噴出される。
　なお、混合気の形成方法は、この方法に限られない。例えば、内部に空間を有する筐体部材からなる混合室を備えてもよい。この場合、分岐された一部の配管３１および配管２１は、混合室に接続される。そして、混合室で形成された混合気を、配管を介して各燃焼器５０の酸化剤供給部５３に供給する。
　また、熱交換器４２と燃焼器構造体１との間で配管３１を分岐し、その分岐された配管を酸素が流れる配管２１に連結させてもよい。この連結部は、例えば、熱交換器４２と燃焼器構造体１との間の配管２１に設けられる。
　また、圧縮機３３と熱交換器４２との間で配管３１を分岐し、その分岐された配管を酸素が流れる配管２１に連結させてもよい。この連結部は、例えば、流量調整弁２２と熱交換器４２との間の配管２１に設けられる。
　いずれに連結部を設ける場合においても、配管３１から分岐された配管は、酸素と混合する超臨界ＣＯ２の流量を調整する流量調整弁を備える。
　なお、圧縮機３３と熱交換器４２との間で分岐された配管３１を流量調整弁２２と熱交換器４２との間で配管２１に連結する場合、酸素と超臨界ＣＯ２との混合気は、熱交換器４２で加熱され、燃焼器構造体１に供給される。そのため、高温の純酸素が配管２１を流れる場合に比べて、配管２１の酸化などを抑制できる。
　タービン４０は、燃焼器構造体１から排出された燃焼ガスによって回動される。このタービン４０には、例えば、発電機４１が連結されている。
　次に、燃焼器構造体１の構成について説明する。
　図２は、実施の形態の燃焼器構造体１の縦断面を示す図である。図３は、図２のＡ－Ａ断面を示す図である。図４は、図２のＢ－Ｂ断面を示す図である。なお、図２－図４に示された燃焼器構造体１は、ガスタービンに設置された状態における断面図である。そのため、図２－図４には、例えば、ガスタービンのケーシングなどの構成も示されている。また、図２および図３には、上半側の構成が示されている。ここでは、燃焼器構造体１を上半側に備えた一例を示している。
　ここで、燃焼器構造体１は、超臨界ＣＯ２を作動流体に用いる超臨界ＣＯ２ガスタービンに設置される。燃焼器構造体１やタービン４０は、超高圧の条件下で作動されるため、図２および図３に示すように、ケーシング８０は、内部ケーシング９０および外部ケーシング８５を備える二重ケーシング構造で構成される。外部ケーシング８５は、内部ケーシング９０の外周側に所定の間隙をおいて設けられている。
　内部ケーシング９０内には、静翼９５、動翼９６がタービンロータ９７の軸方向に交互に配置されている。静翼９５は、内輪側壁９５ａと外輪側壁９５ｂとの間に配置されている。動翼９６は、タービンロータ９７のロータホイール９８に設けられている。なお、動翼９６の外周は、動翼の先端と隙間を有して外側壁９５ｃが設けられている。この外側壁９５ｃは、例えば、外輪側壁９５ｂをタービンロータ９７の軸方向に延長して構成されてもよい。
　燃焼器構造体１は、燃焼器５０、後部ライナ６０、スクロール７０を備える。また、燃焼器構造体１は、複数の燃焼器５０を備える。
　燃焼器構造体１は、図２および図３に示すように、タービンロータ９７の軸方向に垂直な方向から、外部ケーシング８５および内部ケーシング９０を貫通して配置される。燃焼器構造体１は、いわゆる垂直サイロ型の燃焼器構造体である。ここでは、鉛直上方から燃焼器構造体１を貫通させる一例を示している。
　外部ケーシング８５の外側には、燃焼器構造体１の周囲を囲む燃焼器ケーシング１１０が設けられている。燃焼器ケーシング１１０は、両端が開口する筒状のケーシングで構成される。
　燃焼器ケーシング１１０の一端は、外部ケーシング８５に固定されている。燃焼器ケーシング１１０の他端は、ヘッドプレート１１１で閉鎖されている。なお、例えば、ヘッドプレート１１１には、配管２１、配管３１、配管１１を燃焼器ケーシング１１０内に引き込むための貫通孔（図示しない）が設けられている。
　外部ケーシング８５および内部ケーシング９０には、燃焼器構造体１を貫通させるための貫通口８６、９１が形成されている。燃焼器構造体１を貫通させる外部ケーシング８５と内部ケーシング９０との間には、スリーブ１００が設けられている。
　スリーブ１００は、燃焼器構造体１の周囲を流れる冷却媒体としての超臨界ＣＯ２が外部ケーシング８５と内部ケーシング９０との間の空間に流出することを防止する。スリーブ１００は、例えば、円筒状部材で構成される。
　例えば、スリーブ１００の上流端は、外周側に突出する環状のフランジ部１０１を備える。このフランジ部１０１は、外部ケーシング８５の外周面８５ａに形成された環状の溝部８７に支持される。また、スリーブ１００の下流端は、内部ケーシング９０の外周面９０ａに当接される。
　また、スリーブ１００と当接する内部ケーシング９０の外周面９０ａには、スリーブ１００と間隙をあけてスリーブ１００の周囲に亘って円環状の突条部９２が形成されている。突条部９２は、外部ケーシング８５側に突出している。
　スリーブ１００と突条部９２との間には、円環状のシールリング９３が勘合している。シールリング９３を備えることで、燃焼器構造体１の周囲を流れる超臨界ＣＯ２がスリーブ１００と内部ケーシング９０の外周面９０ａとの間から外部ケーシング８５と内部ケーシング９０との間に流出することを防止する。
　なお、スリーブ１００の構成は、上記した構成に限られない。スリーブ１００は、燃焼器構造体１の周囲を流れる超臨界ＣＯ２が外部ケーシング８５と内部ケーシング９０との間の空間に流出することを防止できる構成であればよい。
　燃焼器５０は、燃焼器ライナ５１と、燃料供給部５２と、酸化剤供給部５３とを備える。
　燃焼器ライナ５１は、燃料と酸化剤を燃焼させる筒状部材で構成される。燃焼器ライナ５１の一端（上流端）は、上流端壁５１ａで封鎖され、他端（下流端）は、開口されている。燃焼器ライナ５１は、例えば、直線状に伸びる筒体などで構成される。なお、燃焼器ライナ５１は、例えば、一部が湾曲した筒体などで構成されてもよい。上流端壁５１ａには、燃料供給部５２および酸化剤供給部５３を備えるための開口５１ｂを有する。
　なお、上流とは、燃焼ガスが流れる方向における上流を意味し、下流とは、燃焼ガスが流れる方向における下流を意味する。
　図２および図３に示すように、燃焼器ライナ５１は、燃焼器ライナ５１の中心軸が、例えば、タービンロータ９７の軸方向に垂直となるように配置される。
　また、燃焼器ライナ５１の側壁には、燃焼器ライナ５１の外側を流れる超臨界ＣＯ２を内部に導くための複数の導入孔５１ｃが設けられている。この燃焼器ライナ５１の外側を流れる超臨界ＣＯ２は、燃焼器ライナ５１を冷却する機能を有する。
　なお、導入孔５１ｃは、例えば、スリットや孔などで構成される。燃焼器ライナ５１は、例えば、フィルム冷却などによって冷却される。フィルム冷却を適用した場合、導入孔５１ｃから導入された冷却媒体である超臨界ＣＯ２が燃焼器ライナ５１の内壁面と燃焼ガスとの間に気体の断熱膜を形成する。これによって、燃焼器ライナ５１の内壁面が直接燃焼ガスに接触することを抑制する。
　燃料供給部５２は、燃料を燃焼器ライナ５１内に供給する。燃料供給部５２は、燃焼器ライナ５１の上流端壁５１ａに設けられている。燃料供給部５２は、例えば、図２に示すように、上流端壁５１ａの中央に設けられる。
　燃料供給部５２は、例えば、円管などで構成される。燃料供給部５２は、燃料を供給する配管１１に連結されている。燃料供給部５２の出口５２ａは、例えば、燃料ノズルとしての機能を備える。出口５２ａは、例えば、単孔の燃料噴射孔または多孔の燃料噴出孔などで構成される。燃料は、燃料供給部５２の出口５２ａから燃焼器ライナ５１内に噴出される。
　酸化剤供給部５３は、酸化剤を燃焼器ライナ５１内に供給する。酸化剤供給部５３は、燃焼器ライナ５１の上流端壁５１ａに設けられている。酸化剤供給部５３は、例えば、図２に示すように、燃料供給部５２の周囲に、燃料供給部５２と同心円状で、かつ環状に設けられる。環状の酸化剤供給部５３は、燃料供給部５２の外周に、例えば、円管を備えることで構成される。
　このように、例えば、燃料供給部５２と酸化剤供給部５３は、二重管構造で構成される。燃料は、中央の燃料噴出孔から噴出され、酸化剤は、中央の燃料噴出孔の周囲に形成される環状の流路から噴出される。すなわち、燃焼器５０では、拡散燃焼方式を採用している。
　酸化剤供給部５３の環状の出口５３ａには、例えば、酸化剤の流れに旋回成分を付与するスワーラ５５などが設けられる。このスワーラ５５を酸化剤が通過することで、旋回成分を有する流れが燃焼器ライナ５１内に噴出される。このように、酸化剤の流れに旋回成分を与えることで、燃焼器ライナ５１内において、燃料と酸化剤の混合が促進され、安定した火炎が形成される。
　上記した燃料供給部５２および酸化剤供給部５３は、一つの燃料‐酸化剤供給機構５４を構成する。そして、図２に示すように、この一つの燃料‐酸化剤供給機構５４の下流側に、一つの火炎Ｆが形成される。すなわち、燃焼器５０は、一つの燃焼器ライナ５１と、この一つの燃焼器ライナ５１の上流端に設けられた一つの燃料‐酸化剤供給機構５４とを備える。
　なお、ここでは、一つの燃料供給部５２および一つの酸化剤供給部５３で構成される燃料‐酸化剤供給機構５４の一例を示しているが、この構成に限られない。
　燃料‐酸化剤供給機構５４の構成は、一つの燃料‐酸化剤供給機構５４の下流に、この燃料‐酸化剤供給機構５４から噴出された燃料および酸化剤によって形成される一つの火炎Ｆ、換言すれば、一つの燃焼領域を形成するものであればよい。例えば、一つの燃料‐酸化剤供給機構５４は、複数の燃料供給部５２、複数の酸化剤供給部５３を備えてもよい。
　燃焼器構造体１は、上記した構成を備える燃焼器５０を複数備えている。図４に示すように、複数の燃焼器５０は、燃焼器ケーシング１１０内に設けられている。複数の燃焼器５０は、図４に示すように、例えば、燃焼器ケーシング１１０の中心軸を中心として周方向に等間隔に配置される。配置される燃焼器５０の個数は、例えば、一つの燃焼器５０から供給可能な熱量と、超臨界ＣＯ２ガスタービンに要求される熱量とに基づいて決められる。
　各燃焼器５０の燃焼器ライナ５１の下流端は、図２に示すように、後述する後部ライナ６０の上流端に設けられた上流端壁６１の貫通口６３に連通している。そして、各燃焼器ライナ５１は、貫通口６３を介して後部ライナ６０内に連通している。
　ここで、図１および図２に示すように、各燃焼器５０の燃料供給部５２は、分岐された配管１１にそれぞれ連結されている。各燃焼器５０の酸化剤供給部５３は、例えば、分岐された配管２１、配管３１にそれぞれ連結されている。例えば、酸化剤供給部５３の上流部において導入された酸素および超臨界ＣＯ２は、酸化剤供給部５３内を流れながら混合し、酸化剤供給部５３の出口５３ａにおいては酸素および超臨界ＣＯ２からなる混合気となる。
　後部ライナ６０は、複数の燃焼器５０の下流側に設けられる。後部ライナ６０は、複数の燃焼器５０から排出された燃焼ガスを集合させて整流しながらスクロール７０に導く流路である。
　後部ライナ６０は、例えば、図２および図３に示すように、タービンロータ９７の軸方向に垂直な方向に延設される筒状部材で構成される。また、後部ライナ６０は、例えば、下流側へ行くに伴って流路断面積が徐々に減少する流路部を有して構成される。なお、後部ライナ６０の形状は、これに限られるものではない。
　後部ライナ６０の一端（上流端）は、上流端壁６１で封鎖され、他端（下流端）は、開口されている。上流端壁６１は、各燃焼器ライナ５１の下流端と連通する複数の貫通口６３を有する。この貫通口６３は、各燃焼器ライナ５１の下流端の位置に合わせて形成される。後部ライナ６０の他端（下流端）は、スクロール７０の上流端に接続されている。
　後部ライナ６０の側壁には、後部ライナ６０の外側を流れる超臨界ＣＯ２を内部に導くための複数の導入孔６２が設けられている。この後部ライナ６０の外側を流れる超臨界ＣＯ２は、後部ライナ６０を冷却する機能を有する。
　なお、導入孔６２の構成は、前述した導入孔５１ｃの構成と同じである。また、導入孔６２を備えることによる効果は、前述した導入孔５１ｃを備えることによる効果と同じである。
　スクロール７０は、後部ライナ６０から排出された燃焼ガスをタービンロータ９７の軸方向に導くとともに、タービンロータ９７の周方向に導く流路である。
　スクロール７０は、図２および図３に示すように、後部ライナ６０から排出された燃焼ガスをタービンロータ９７の軸方向に導く屈曲流路部７１と、タービンロータ９７の軸方向に導かれた燃焼ガスをタービンロータ９７の周方向に導く環状流路部７２とを備える。
　屈曲流路部７１の上流端は、後部ライナ６０の下流端に接続されている。屈曲流路部７１は、タービンロータ９７の軸方向にほぼ９０度屈曲する曲がり管で構成される。なお、屈曲流路部７１の出口側は、屈曲しながらタービンロータ９７の周方向に広がる構成を有する。そして、屈曲流路部７１は、後部ライナ６０から排出された燃焼ガスの流れをほぼ９０度偏流する。偏流された燃焼ガスの流れは、タービンロータ９７の軸方向に流れる。
　環状流路部７２は、タービンロータ９７の周囲を覆うように設けられた環状管で構成される。なお、環状流路部７２は、例えば、半環状の上半部および下半部からなる分割構造体を組み合わせることで構成される。
　環状流路部７２は、屈曲流路部７１から排出された燃焼ガスの流れをタービンロータ９７の周方向に広げる。環状流路部７２において、タービンロータ９７の軸方向の速度成分を有する燃焼ガスは、タービンロータ９７の周方向に均一に広がる。
　環状流路部７２（スクロール７０）の出口７３は、初段の静翼９５に対向する。そして、環状流路部７２内を流れる燃焼ガスは、出口７３から初段の静翼９５に向けて噴出される。なお、環状流路部７２の出口端は、内輪側壁９５ａおよび外輪側壁９５ｂの上流端に接している。これによって、出口７３から噴出された燃焼ガスは、初段の静翼９５に導かれる。
　次に、ガスタービン設備５の作用および燃焼器構造体１の作用について説明する。
　まず、ガスタービン設備５の作用について、図１を参照して説明する。
　図１に示すように、燃料は、配管１１を通り燃焼器構造体１の燃焼器５０に供給される。大気から分離された酸素は、配管２１を通り燃焼器５０に供給される。この際、酸素は、圧縮機２３で所定の圧力まで昇圧される。さらに昇圧された酸素は、熱交換器４２を通ることで加熱される。
　また、循環する超臨界ＣＯ２は、配管３１通り燃焼器構造体１および燃焼器５０に供給される。この際、超臨界ＣＯ２は、熱交換器４２を通ることで加熱される。
　なお、前述したように、燃焼器５０に供給された酸素と超臨界ＣＯ２は、混合され、酸化剤として燃焼器ライナ５１内の燃焼領域に噴出される。
　燃焼器構造体１の燃焼器５０に導かれた燃料および酸化剤は、燃焼器ライナ５１内で燃焼して燃焼ガスとなる。
　なお、燃焼器構造体１における作用は、後述するのでここでは詳しい説明を省略する。
　燃焼器構造体１から排出された燃焼ガスは、タービン４０に導入される。タービン４０は、燃焼ガスによって回動する。そして、発電機４１は、タービン４０の回動によって駆動され、発電する。
　ここでいう、燃焼器構造体１から排出される燃焼ガスは、燃料と酸素とによって生成された燃焼生成物と、燃焼器構造体１に循環する二酸化炭素とを含んだものである。
　タービン４０から排出された燃焼ガスは、配管３１に導かれ、熱交換器４２を通過することによって冷却される。この際、燃焼ガスからの放熱によって、前述した配管２１を流れる酸素や、配管３１を流れ燃焼器構造体１に循環する二酸化炭素は加熱される。
　熱交換器４２を通過した燃焼ガスは、凝縮器３２を通過する。燃焼ガスがこの凝縮器３２を通過することで、燃焼ガス中に含まれる水蒸気は、除去される。なお、燃焼ガス中の水蒸気は、凝縮器３２を通過することによって凝縮して水となる。水は、例えば、配管３６を介して外部に排出される。
　ここで、前述したように、燃料および酸素の流量を量論混合比（当量比１）になるように調整しているため、水蒸気が除去された燃焼ガス（ドライ燃焼ガス）の成分は、ほぼ二酸化炭素である。
　二酸化炭素は、配管３１に介在する圧縮機３３によって昇圧され、超臨界ＣＯ２となる。圧縮機３３によって昇圧された二酸化炭素の一部は、配管３１を流れ、燃焼器構造体１に循環される。この際、超臨界ＣＯ２は、熱交換器４２を通過することで、例えば、７００℃程度に加熱される。
　一方、圧縮機３３によって昇圧された二酸化炭素の残部は、配管３１から分岐する配管３４に導入される。配管３４に導入された二酸化炭素は、流量調整弁３５によって流量が調節され、外部に排出される。外部に排出された二酸化炭素は、例えば、石油採掘現場で採用されているＥＯＲ（Enhanced Oil Recovery）に利用される。
　次に、燃焼器構造体１の作用について、図２および図３を参照して説明する。
　図２に示すように、配管１１から燃料供給部５２に供給された燃料は、出口５２ａから燃焼器ライナ５１内に噴出される。配管２１から酸化剤供給部５３に供給された酸素および配管３１から酸化剤供給部５３に供給された超臨界ＣＯ２は、酸化剤供給部５３内で混合し、出口５３ａから燃焼器ライナ５１内に噴出される。この際、出口５３ａに設けられたスワーラ５５によって酸化剤の流れに旋回成分が与えられる。
　燃焼器ライナ５１内に噴出された燃料および酸化剤に点火装置（図示しない）によって点火し燃焼を開始させる。なお、点火装置は、各燃焼器５０に設けられている。
　図２に示すように、燃焼器ライナ５１内において、火炎は、燃料‐酸化剤供給機構５４の下流に形成される。燃焼反応は、燃焼器ライナ５１内において完了する。そのため、燃焼器ライナ５１の出口から排出される燃焼ガスは、酸素および燃料を含まず、ほぼ二酸化炭素と水蒸気で構成される。
　燃焼器５０は、一つの燃焼器ライナ５１と一つの燃料‐酸化剤供給機構５４とを備えるため、他の火炎（他の流れ場）との干渉はない。そのため、酸素および燃料を安定して燃焼させることができる。
　配管３１から燃焼器構造体１の周囲に供給された超臨界ＣＯ２は、冷却媒体として、燃焼器ライナ５１の導入孔５１ｃを通り、燃焼器ライナ５１内に導入される。
　燃焼器ライナ５１内に導入された超臨界ＣＯ２は、燃焼ガスとともに燃焼器ライナ５１の出口から排出され、後部ライナ６０内に流入する。
　なお、各燃焼器５０において上記した作用が生じる。
　各燃焼器５０の燃焼器ライナ５１から排出された燃焼ガス（超臨界ＣＯ２を含む）は、後部ライナ６０内において一つの流れになって、後部ライナ６０内を整流されながら流れる。
　また、配管３１から燃焼器構造体１の周囲に供給された超臨界ＣＯ２は、冷却媒体として、後部ライナ６０の導入孔６２を通り、後部ライナ６０内に導入される。
　後部ライナ６０内に導入された超臨界ＣＯ２は、燃焼ガスとともにスクロール７０に流入する。
　スクロール７０の屈曲流路部７１に流入した燃焼ガス（超臨界ＣＯ２を含む）は、タービンロータ９７の軸方向にほぼ９０度偏流される。そして偏流された燃焼ガスは、環状流路部７２に流入する。環状流路部７２に流入した燃焼ガスは、タービンロータ９７の周方向に広がる。燃焼ガスの流れは、タービンロータ９７の周囲を囲む環状流路部７２の環状の流路内においてほぼ均一な速度分布となる。
　そして、燃焼ガスは、スクロール７０の出口７３から初段の静翼９５に向けて噴出される。この際、燃焼ガスは、環状の出口から周方向に亘ってほぼ均一な速度で噴出される。
　なお、上記したように、燃焼器構造体１内を流れた燃焼ガスは、タービン４０に導かれ、タービン４０を稼働する。
　（当量比と燃焼効率の評価）
　ここで、図５は、本実施の形態の燃焼器５０および図７に示した従来の燃焼器２００（垂直サイロ型燃焼器２００）における当量比と燃焼効率の関係を示す図である。
　図５に示す燃焼効率は、燃焼ガス組成に基づいて得られたものである。図５に示した結果は、燃焼器の入口における温度、圧力の条件をＣＯ２の超臨界条件としたときのデータである。なお、燃料は、天然ガスとし、酸化剤は、酸素と超臨界ＣＯ２の混合気とした。双方のデータは、燃焼器構造が異なる以外は同じ条件で得られたものである。
　本実施の形態の燃焼器５０では、一つの燃焼器ライナ５１内の一つの空間において、一つの燃料‐酸化剤供給機構５４から噴出された燃料と酸化剤を燃焼させる。そして、本実施の形態の燃焼器５０では、このような燃焼器５０を複数備える。
　一方、従来の燃焼器２００では、一つの燃焼ライナ２０１内の一つの空間において、複数の燃料‐酸化剤供給機構２０２から噴出された燃料と酸化剤を燃焼させる。なお、従来の燃焼器２００における燃料‐酸化剤供給機構２０２の数は、本実施の形態の燃焼器５０の数と同じとした。
　図５に示すように、変化させた当量比の全範囲において、本実施の形態の燃焼器５０における燃焼効率は、従来の燃焼器２００における燃焼効率よりも高い。
　当量比が１よりも小さくなるとともに、燃焼効率の低下は、本実施の形態の燃焼器５０よりも従来の燃焼器２００の方が大きい。すなわち、本実施の形態の燃焼器５０と従来の燃焼器２００との燃焼効率の差は、当量比が１よりも小さくなるとともに大きくなる。
　図５の結果から、従来の燃焼器２００では、燃焼器２００から排出される燃焼ガス中のＣＯやＴＨＣの未燃焼成分の濃度が増加し、燃焼効率が低下したものと考えられる。このことから、従来の燃焼器２００において、一つの燃料‐酸化剤供給機構２０２の下流の流れ場は、隣接する燃料‐酸化剤供給機構２０２の下流の流れ場によって乱され、火炎２０５が不安定となっているものと考えられる。
　ここで、旋回成分を有する酸化剤の流れによって形成される再循環流は、安定した火炎を形成することに寄与する。しかしながら、従来の燃焼器２００では、この再循環流による流れ場が乱され、火炎２０５が不安定となっているものと考えられる。
　一方、本実施の形態の燃焼器５０では、燃焼器５０から排出される燃焼ガス中の未燃焼成分の濃度が低く、高い燃焼効率が得られたものと考えられる。このことから、本実施の形態の燃焼器５０において、安定した燃焼が維持されているものと考えられる。
　本実施の形態の燃焼器５０では、当量比が変動して１よりも小さくなったときにおいても、燃焼効率の低下は抑制される。
　上記したように、本実施の形態の燃焼器構造体１における燃焼器５０では、一つの燃焼器ライナ５１内の一つの空間において、一つの燃料‐酸化剤供給機構５４から噴出された燃料と酸化剤を燃焼させることで、燃料‐酸化剤供給機構５４の下流に安定した火炎を形成できる。
　また、本実施の形態では酸化剤に、燃焼に寄与しない超臨界ＣＯ２を酸化剤に含んでいる。そのため、酸化剤として超臨界ＣＯ２を含んだ混合気を使用する場合は、酸化剤として純酸素を使用する場合に比べて、流れ場が乱されることによって火炎がより不安定になりやすい。しかしながら、上記したように、本実施の形態の燃焼器５０では、流れ場が乱されることなく安定した火炎が得られるため、酸化剤に超臨界ＣＯ２を含んでいても、安定した燃焼を維持できる。
　本実施の形態の燃焼器５０では、このような燃焼器５０を複数備えることで、超臨界ＣＯ２ガスタービンに要求される熱量を満たすことができる。また、超臨界ＣＯ２ガスタービンが要求する熱量に応じて、設置する燃焼器５０の個数を適宜調整することができる。
　また、燃焼器の開発段階において、実機搭載を想定して小型の試験燃焼器において基礎試験を行うのが一般的である。しかしながら、小型の試験燃焼器において得られた知見を実機レベルの大型燃焼器に適用する際、寸法などの効果が相似則によらないことが多い。このような場合、小型の試験燃焼器において得られた知見が有効に利用できない。
　本実施の形態の燃焼器構造体１は、小型の試験燃焼器レベルの燃焼器５０を複数備えることで構成される。すなわち、小型の試験燃焼器において得られた知見をそのまま利用することができる。
　ここで、上記した本実施の形態では、上半側に燃焼器構造体１を備えた一例を示したが、この構成に限られない。
　図６は、実施の形態の燃焼器構造体１を上半側および下半側に備えたときの、図２のＡ－Ａ断面に相当する断面を示す図である。
　図６に示すように、燃焼器構造体１は、上半側と下半側の双方に備えられてもよい。この場合、上半側では、燃焼器構造体１は、外部ケーシング８５および内部ケーシング９０を、例えば、鉛直上方から貫通して配置されている。下半側では、燃焼器構造体１は、外部ケーシング８５および内部ケーシング９０を、例えば、鉛直下方から貫通して配置されている。
　また、図示しないが、燃焼器構造体１を下半側のみ備える構成あってもよい。
　以上説明した実施形態によれば、超臨界ＣＯ２ガスタービンの燃焼器において、他の燃料‐酸化剤供給機構から噴出された燃料と酸化剤の流れ場からの干渉を受けることなく、安定した燃焼を維持することが可能となる。
　本発明のいくつかの実施形態を説明したが、これらの実施形態は、例として提示したものであり、発明の範囲を限定することは意図していない。これら新規な実施形態は、その他の様々な形態で実施されることが可能であり、発明の要旨を逸脱しない範囲で、種々の省略、置き換え、変更を行うことができる。これら実施形態やその変形は、発明の範囲や要旨に含まれるとともに、特許請求の範囲に記載された発明とその均等の範囲に含まれる。
　１…燃焼器構造体、５…ガスタービン設備、１０…燃料供給系統、１１、２１、３１、３４…配管、１２、２２、３５、３６…流量調整弁、２０…酸素供給系統、２３、３３…圧縮機、３０…二酸化炭素循環系統、３２…凝縮器、４０…タービン、４１…発電機、４２…熱交換器、５０…燃焼器、５１…燃焼器ライナ、５１ａ…上流端壁、５１ｂ…開口、５１ｃ…導入孔、５２…燃料供給部、５２ａ、５３ａ…出口、５３…酸化剤供給部、５４…燃料‐酸化剤供給機構、５５…スワーラ、６０…後部ライナ、６３…貫通口、７０…スクロール、７１…屈曲流路部、７２…環状流路部、８０…ケーシング、８５…外部ケーシング、８５ａ、９０ａ…外周面、８６、９１…貫通口、８７…溝部、９０…内部ケーシング、９２…突条部、９３…シールリング、９５…静翼、９５ａ…内輪側壁、９５ｂ…外輪側壁、９５ｃ…外側壁、９６…動翼、９７…タービンロータ、９８…ロータホイール、１００…スリーブ、１０１…フランジ部、１１０…燃焼器ケーシング、１１１…ヘッドプレート、Ｆ…火炎。

Claims (7)

  1. 　超臨界ＣＯ２を作動流体に用いる超臨界ＣＯ２ガスタービンにおけるタービンロータの軸方向に垂直な方向から、前記超臨界ＣＯ２ガスタービンのケーシングを貫通して配置されるガスタービン燃焼器構造体であって、
    　複数の燃焼器を備え、
    　各前記燃焼器は、
    　燃料と酸化剤を燃焼させる筒状の燃焼器ライナと、
    　前記燃焼器ライナの上流端に設けられ、燃料を前記燃焼器ライナ内に供給する燃料供給部と、
    　前記燃焼器ライナの上流端に設けられ、酸化剤を前記燃焼器ライナ内に供給する酸化剤供給部と
    　を具備することを特徴とするガスタービン燃焼器構造体。
  2. 　前記燃料供給部および前記酸化剤供給部は、一つの燃料‐酸化剤供給機構を構成していることを特徴とする請求項１記載のガスタービン燃焼器構造体。
  3. 　複数の前記燃焼器が上流端に設けられ、各前記燃焼器の前記燃焼器ライナから排出された燃焼ガスを集合させて流す後部ライナを具備することを特徴とする請求項１または２記載のガスタービン燃焼器構造体。
  4. 　前記後部ライナの下流端に接続され、前記後部ライナから排出された燃焼ガスを前記タービンロータの軸方向に導くとともに前記タービンロータの周方向に導く流路を具備することを特徴とする請求項３記載のガスタービン燃焼器構造体。
  5. 　前記酸化剤は、酸素と前記超臨界ＣＯ２との混合気であることを特徴とする請求項１乃至４のいずれか１項記載のガスタービン燃焼器構造体。
  6. 　前記燃焼器構造体は、鉛直上方または鉛直下方から前記ケーシングを貫通していることを特徴とする請求項１乃至５のいずれか１項記載のガスタービン燃焼器構造体。
  7. 　前記ケーシングは、内部ケーシングと、前記内部ケーシングの外周側に設けられた外部ケーシングとを備えることを特徴とする請求項１乃至６のいずれか１項記載のガスタービン燃焼器構造体。
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Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP7646441B2 (ja) * 2021-04-30 2025-03-17 東芝エネルギーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼器構造体
CN113983497B (zh) * 2021-10-22 2022-08-19 北京航空航天大学 超临界燃烧室及航空发动机
US11940151B2 (en) 2022-01-12 2024-03-26 General Electric Company Combustor with baffle
JP2023151988A (ja) * 2022-04-01 2023-10-16 東芝エネルギーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼器構造体
JP2024011662A (ja) * 2022-07-15 2024-01-25 東芝エネルギーシステムズ株式会社 ガスタービンのスクロール
CN115342382A (zh) * 2022-07-26 2022-11-15 清航空天(北京)科技有限公司 一种单通道供氧爆震燃烧室模块及爆震燃烧室

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0618037A (ja) 1992-03-30 1994-01-25 General Electric Co <Ge> ガスタービン及びガスタービン燃焼器
US20100077719A1 (en) * 2008-09-29 2010-04-01 Siemens Energy, Inc. Modular Transvane Assembly
JP2014037825A (ja) * 2012-07-20 2014-02-27 Toshiba Corp タービン、及び発電システム
WO2018173122A1 (ja) * 2017-03-21 2018-09-27 株式会社 東芝 ガスタービン燃焼器

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB715387A (en) * 1952-04-09 1954-09-15 Parsons & Marine Eng Turbine Improvements in or relating to combustion chambers for gas turbines or other prime movers
US3088279A (en) * 1960-08-26 1963-05-07 Gen Electric Radial flow gas turbine power plant
CH577627A5 (ja) * 1974-04-03 1976-07-15 Bbc Sulzer Turbomaschinen
JPH04100660U (ja) * 1991-01-30 1992-08-31
EP0747635B1 (en) * 1995-06-05 2003-01-15 Rolls-Royce Corporation Dry low oxides of nitrogen lean premix module for industrial gas turbine engines
DE19615910B4 (de) * 1996-04-22 2006-09-14 Alstom Brenneranordnung
US6374594B1 (en) * 2000-07-12 2002-04-23 Power Systems Mfg., Llc Silo/can-annular low emissions combustor
JP2005042973A (ja) * 2003-07-22 2005-02-17 Kawasaki Heavy Ind Ltd 旋回流型燃焼器を備えたガスタービン
JP6185369B2 (ja) * 2013-11-01 2017-08-23 新潟原動機株式会社 ガスタービン燃焼器
WO2016139696A1 (ja) 2015-03-03 2016-09-09 株式会社 東芝 点火装置およびガスタービン燃焼器
WO2017158636A1 (ja) * 2016-03-14 2017-09-21 株式会社 東芝 ガスタービン設備
RU2715634C2 (ru) * 2016-11-21 2020-03-02 Дженерал Электрик Текнолоджи Гмбх Устройство и способ для принудительного охлаждения компонентов газотурбинной установки

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0618037A (ja) 1992-03-30 1994-01-25 General Electric Co <Ge> ガスタービン及びガスタービン燃焼器
US20100077719A1 (en) * 2008-09-29 2010-04-01 Siemens Energy, Inc. Modular Transvane Assembly
JP2014037825A (ja) * 2012-07-20 2014-02-27 Toshiba Corp タービン、及び発電システム
WO2018173122A1 (ja) * 2017-03-21 2018-09-27 株式会社 東芝 ガスタービン燃焼器

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
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