JP2000199626A - 燃焼方法および燃焼装置 - Google Patents
燃焼方法および燃焼装置Info
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- JP2000199626A JP2000199626A JP10372716A JP37271698A JP2000199626A JP 2000199626 A JP2000199626 A JP 2000199626A JP 10372716 A JP10372716 A JP 10372716A JP 37271698 A JP37271698 A JP 37271698A JP 2000199626 A JP2000199626 A JP 2000199626A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 起動時から最高負荷までの全域にわたって安
定した燃焼が確保されるとともに、低ＮＯX化が図られ
た燃焼方法および燃焼装置を提供する。 【解決手段】 環状に形成されたパイロットステージ１
４とその下流において環状に形成されたメインステージ
１５とを用いて燃料を燃焼させるものであって、起動時
にはパイロットステージ１４のみにて燃料を燃焼させ、
通常運転時には燃焼用空気に円周方向の旋回力を付与す
るとともに、その旋回力を付与された燃焼用空気に燃料
を噴射して燃料と空気との混合気を生成し、その混合気
をメインステージ１５に供給して燃焼させるものであ
る。
定した燃焼が確保されるとともに、低ＮＯX化が図られ
た燃焼方法および燃焼装置を提供する。 【解決手段】 環状に形成されたパイロットステージ１
４とその下流において環状に形成されたメインステージ
１５とを用いて燃料を燃焼させるものであって、起動時
にはパイロットステージ１４のみにて燃料を燃焼させ、
通常運転時には燃焼用空気に円周方向の旋回力を付与す
るとともに、その旋回力を付与された燃焼用空気に燃料
を噴射して燃料と空気との混合気を生成し、その混合気
をメインステージ１５に供給して燃焼させるものであ
る。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は燃焼方法および燃焼
装置に関する。さらに詳しくは、航空機用ジェットエン
ジン、舶用ガスタービン、産業用ガスタービンに適用さ
れる低ＮＯX化が達成できる燃焼方法および燃焼装置に
関する。
装置に関する。さらに詳しくは、航空機用ジェットエン
ジン、舶用ガスタービン、産業用ガスタービンに適用さ
れる低ＮＯX化が達成できる燃焼方法および燃焼装置に
関する。
【０００２】
【従来の技術】従来より、ジェットエンジンやガスター
ビンの排ガスの低ＮＯX化を図る燃焼方法として、希薄
予混合予蒸発燃焼（ＬＰＰ燃焼）や過濃燃焼急速希釈燃
焼（ＲＱＬ燃焼）などが知られている。これらの燃焼方
法を用いて低ＮＯX化を図った燃焼方式として、ステー
ジング燃焼方式やスワール燃焼方式が提案されている。
ビンの排ガスの低ＮＯX化を図る燃焼方法として、希薄
予混合予蒸発燃焼（ＬＰＰ燃焼）や過濃燃焼急速希釈燃
焼（ＲＱＬ燃焼）などが知られている。これらの燃焼方
法を用いて低ＮＯX化を図った燃焼方式として、ステー
ジング燃焼方式やスワール燃焼方式が提案されている。
【０００３】図５に、ステージング燃焼方式が適用され
た燃焼室ａの一例を概略図で示す。この燃焼室ａは、図
５に示すように、燃焼領域がパイロットステージｂとメ
インステージｃとから構成されており、負荷に応じて燃
焼領域を使い分けて負荷全域にわたって低ＮＯX化を図
るものである。すなわち、起動時にはパイロットステー
ジｂのみにより燃焼を行い、起動時における燃料と空気
との混合割合を最適値に保持するとともに、通常運転時
にはメインステージｃにおいて負荷に応じて燃料と空気
との混合割合を調節してその割合を最適値に保持するよ
うにして負荷全域にわたって低ＮＯX化を図るものであ
る。
た燃焼室ａの一例を概略図で示す。この燃焼室ａは、図
５に示すように、燃焼領域がパイロットステージｂとメ
インステージｃとから構成されており、負荷に応じて燃
焼領域を使い分けて負荷全域にわたって低ＮＯX化を図
るものである。すなわち、起動時にはパイロットステー
ジｂのみにより燃焼を行い、起動時における燃料と空気
との混合割合を最適値に保持するとともに、通常運転時
にはメインステージｃにおいて負荷に応じて燃料と空気
との混合割合を調節してその割合を最適値に保持するよ
うにして負荷全域にわたって低ＮＯX化を図るものであ
る。
【０００４】また、図６にスワール燃焼方式が適用され
た燃焼室ｄの一例を概略図で示す。この燃焼室ｄには、
図７に示すようなアニュラ型燃焼器ｅが用いられてい
る。このアニュラ型燃焼器ｅは、図７に示すように、空
気取り入れ部に設けられたベーンｆにより、燃焼用空気
に周方向の旋回力を与えて旋回流を形成して燃焼室ｄ内
において切れ目のない火炎を形成し、それにより局部的
な高温部の発生を防止して低ＮＯX化を図るものであ
る。
た燃焼室ｄの一例を概略図で示す。この燃焼室ｄには、
図７に示すようなアニュラ型燃焼器ｅが用いられてい
る。このアニュラ型燃焼器ｅは、図７に示すように、空
気取り入れ部に設けられたベーンｆにより、燃焼用空気
に周方向の旋回力を与えて旋回流を形成して燃焼室ｄ内
において切れ目のない火炎を形成し、それにより局部的
な高温部の発生を防止して低ＮＯX化を図るものであ
る。
【０００５】しかしながら、従来提案されているステー
ジング燃焼方式およびスワール燃焼方式には次のような
問題がある。
ジング燃焼方式およびスワール燃焼方式には次のような
問題がある。
【０００６】まず、ステージング燃焼方式における問題
点について説明する。
点について説明する。
【０００７】ステージング燃焼方式においては、パイロ
ットステージｂおよびメインステージｃの双方におい
て、図８および図９に示すように燃料噴射弁ｇが周方向
に離散的に配置されているので、燃焼室ａの周方向に燃
料と空気の混合濃度にむらが生じ、その結果局部的に高
温部が発生する。それがため、低ＮＯX化にはおのずと
限界がある。
ットステージｂおよびメインステージｃの双方におい
て、図８および図９に示すように燃料噴射弁ｇが周方向
に離散的に配置されているので、燃焼室ａの周方向に燃
料と空気の混合濃度にむらが生じ、その結果局部的に高
温部が発生する。それがため、低ＮＯX化にはおのずと
限界がある。
【０００８】次に、スワール燃焼方式における問題点に
ついて説明する。
ついて説明する。
【０００９】スワール燃焼方式は、前述したように空気
取り入れ部に設けられたベーンｆにより、燃焼用空気に
周方向の旋回力を与えて旋回流を形成するものである
が、起動時や低負荷時には燃焼用空気の量が少なく、所
望の周方向の旋回流が形成されない。そのため、起動時
や低負荷時における実用上充分な着火特性や火炎の安定
性が得られていない。
取り入れ部に設けられたベーンｆにより、燃焼用空気に
周方向の旋回力を与えて旋回流を形成するものである
が、起動時や低負荷時には燃焼用空気の量が少なく、所
望の周方向の旋回流が形成されない。そのため、起動時
や低負荷時における実用上充分な着火特性や火炎の安定
性が得られていない。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】本発明はかかる従来技
術の課題に鑑みなされたものであって、起動時から最高
負荷までの全域にわたって安定した燃焼が確保されると
ともに、低ＮＯX化が図られる燃焼方法および燃焼装置
を提供することを目的としている。
術の課題に鑑みなされたものであって、起動時から最高
負荷までの全域にわたって安定した燃焼が確保されると
ともに、低ＮＯX化が図られる燃焼方法および燃焼装置
を提供することを目的としている。
【００１１】
【課題を解決するための手段】本発明の燃焼方法の第１
形態は、環状に形成されたパイロットステージとその下
流において環状に形成されたメインステージとを用い
る、ジェットエンジンまたはガスタービンにおける燃焼
方法であって、起動時にはパイロットステージのみにて
燃料を燃焼させ、通常運転時には燃焼用空気に周方向の
旋回力を付与するとともに、その旋回力を付与された燃
焼用空気に燃料を噴射して燃料と空気との混合気を生成
し、その混合気をメインステージに供給して燃焼させる
ことを特徴とする。
形態は、環状に形成されたパイロットステージとその下
流において環状に形成されたメインステージとを用い
る、ジェットエンジンまたはガスタービンにおける燃焼
方法であって、起動時にはパイロットステージのみにて
燃料を燃焼させ、通常運転時には燃焼用空気に周方向の
旋回力を付与するとともに、その旋回力を付与された燃
焼用空気に燃料を噴射して燃料と空気との混合気を生成
し、その混合気をメインステージに供給して燃焼させる
ことを特徴とする。
【００１２】本発明の燃焼方法の第２形態は、環状に形
成されたパイロットステージとその下流において環状に
形成されたメインステージとを用いる、ジェットエンジ
ンまたはガスタービンにおける燃焼方法であって、起動
時にはパイロットステージのみにて燃料を燃焼させ、通
常運転時にはメインステージに周方向に切れ目のない燃
料の薄膜を形成し、その薄膜を周方向の旋回力を付与さ
れた燃焼用空気により微粒化して燃焼させることを特徴
とする。
成されたパイロットステージとその下流において環状に
形成されたメインステージとを用いる、ジェットエンジ
ンまたはガスタービンにおける燃焼方法であって、起動
時にはパイロットステージのみにて燃料を燃焼させ、通
常運転時にはメインステージに周方向に切れ目のない燃
料の薄膜を形成し、その薄膜を周方向の旋回力を付与さ
れた燃焼用空気により微粒化して燃焼させることを特徴
とする。
【００１３】本発明の燃焼方法においては、環状に形成
されたメインステージが複数のブロックに分割され、負
荷に応じて使用するブロックの数を調節するようにされ
ているのが好ましい。
されたメインステージが複数のブロックに分割され、負
荷に応じて使用するブロックの数を調節するようにされ
ているのが好ましい。
【００１４】一方、本発明の燃焼装置は、燃焼室と起動
用燃焼手段と主燃焼手段とを備えるジェットエンジンま
たはガスタービンにおける燃焼装置であって、前記燃焼
室が、環状に形成されたパイロットステージと、前記パ
イロットステージの下流において環状に形成されたメイ
ンステージとを有し、前記起動用燃焼手段が、前記燃焼
室のパイロットステージの前面に所定間隔で配設された
所要数の燃料噴射弁とされ、前記主燃焼手段が、前記燃
焼室のメインステージの外周に配設された、燃焼用空気
に周方向の旋回力を付与する旋回力付与機構と、前記旋
回力付与機構により旋回力が付与された燃焼用空気に向
けて燃料を噴射する所定間隔で配設された所要数の燃料
噴射ノズルとを有してなることを特徴とする。
用燃焼手段と主燃焼手段とを備えるジェットエンジンま
たはガスタービンにおける燃焼装置であって、前記燃焼
室が、環状に形成されたパイロットステージと、前記パ
イロットステージの下流において環状に形成されたメイ
ンステージとを有し、前記起動用燃焼手段が、前記燃焼
室のパイロットステージの前面に所定間隔で配設された
所要数の燃料噴射弁とされ、前記主燃焼手段が、前記燃
焼室のメインステージの外周に配設された、燃焼用空気
に周方向の旋回力を付与する旋回力付与機構と、前記旋
回力付与機構により旋回力が付与された燃焼用空気に向
けて燃料を噴射する所定間隔で配設された所要数の燃料
噴射ノズルとを有してなることを特徴とする。
【００１５】本発明の燃焼装置においては、燃料噴射ノ
ズルが先端部にフィルムリップ部を有していていもよ
く、また主燃焼手段が複数とされ、その複数の主燃焼手
段が燃焼室のメインステージの外周において下流側に向
けて縦列状に配設されていてもよい。
ズルが先端部にフィルムリップ部を有していていもよ
く、また主燃焼手段が複数とされ、その複数の主燃焼手
段が燃焼室のメインステージの外周において下流側に向
けて縦列状に配設されていてもよい。
【００１６】ここで、前記燃料噴射弁は、例えば気流微
粒化式燃料噴射弁とされ、また前記旋回力付与機構は、
例えば燃焼室のメインステージの外周に所定角度で所定
間隔にて配設された所要数のスワールベーンとされる。
粒化式燃料噴射弁とされ、また前記旋回力付与機構は、
例えば燃焼室のメインステージの外周に所定角度で所定
間隔にて配設された所要数のスワールベーンとされる。
【００１７】
【作用】本発明は前記の如く構成されているので、起動
時にはパイロットステージのみにおいて燃料を燃焼さ
せ、それにより安定した火炎を形成する一方、通常負荷
時にはメインステージにおいても周方向に旋回力が付与
された燃焼用空気に燃料を噴霧して燃焼させ、それによ
り燃焼を均一になして局所的に高温部が発生することを
防止している。したがって、負荷の全域にわたって安定
した燃焼が確保されるとともに低ＮＯX化が達成され
る。
時にはパイロットステージのみにおいて燃料を燃焼さ
せ、それにより安定した火炎を形成する一方、通常負荷
時にはメインステージにおいても周方向に旋回力が付与
された燃焼用空気に燃料を噴霧して燃焼させ、それによ
り燃焼を均一になして局所的に高温部が発生することを
防止している。したがって、負荷の全域にわたって安定
した燃焼が確保されるとともに低ＮＯX化が達成され
る。
【００１８】
【発明の実施の形態】以下、添付図面を参照しながら本
発明を実施の形態に基づいて説明するが、本発明はかか
る実施の形態のみに限定されるものではない。
発明を実施の形態に基づいて説明するが、本発明はかか
る実施の形態のみに限定されるものではない。
【００１９】本発明の燃焼方法が適用されている燃焼装
置Ａの一実施の形態を図１に概略図で示し、図２に一部
切欠き斜視図で示す。
置Ａの一実施の形態を図１に概略図で示し、図２に一部
切欠き斜視図で示す。
【００２０】燃焼装置Ａは、燃焼室１０と起動用燃焼手
段２０と主燃焼手段３０とを主要構成要素として備えて
なる。
段２０と主燃焼手段３０とを主要構成要素として備えて
なる。
【００２１】燃焼室１０は、円筒状の内壁１１と、この
内壁１１の外周に先端を一致させて同心円的に配設され
た外壁１２と、内壁１１先端と外壁１２先端との間に配
設されたリング状の前壁１３とにより形成された空間で
あって、起動用燃焼手段２０による燃焼がなされるパイ
ロットステージ１４と、そのパイロットステージ１４の
下流に配設された主燃焼手段３０による燃焼がなされる
メインステージ１５とを備えてなるものとされる。
内壁１１の外周に先端を一致させて同心円的に配設され
た外壁１２と、内壁１１先端と外壁１２先端との間に配
設されたリング状の前壁１３とにより形成された空間で
あって、起動用燃焼手段２０による燃焼がなされるパイ
ロットステージ１４と、そのパイロットステージ１４の
下流に配設された主燃焼手段３０による燃焼がなされる
メインステージ１５とを備えてなるものとされる。
【００２２】この燃焼室１０の具体的な形状は、図１お
よび図２に示すように、前部の小径水平部１０ａと、後
部の大径水平部１０ｂと、その間を連絡している中間部
の傾斜部１０ｃとからなるものとされ、前部の小径水平
部１０ａがパイロットステージ１４として機能し、中間
部の傾斜部１０ｃがメインステージ１５として機能す
る。そして、この燃焼室１０の外側を空気吸入口（図示
省略）から吸入された燃焼用空気が流れている。
よび図２に示すように、前部の小径水平部１０ａと、後
部の大径水平部１０ｂと、その間を連絡している中間部
の傾斜部１０ｃとからなるものとされ、前部の小径水平
部１０ａがパイロットステージ１４として機能し、中間
部の傾斜部１０ｃがメインステージ１５として機能す
る。そして、この燃焼室１０の外側を空気吸入口（図示
省略）から吸入された燃焼用空気が流れている。
【００２３】起動用燃焼手段２０は、具体的には、燃焼
室１０の前壁１３に同心円状に所定間隔で配設された所
要数の気流微粒化式燃料噴射弁２１とされる。
室１０の前壁１３に同心円状に所定間隔で配設された所
要数の気流微粒化式燃料噴射弁２１とされる。
【００２４】主燃焼手段３０は、燃焼用空気に周方向の
旋回力を付与する旋回力付与機構３１と、前記旋回力付
与機構３１により旋回力が付与された燃焼用空気に向け
て燃料を噴射する所定間隔で配設された所要数の燃料噴
射ノズル３２とを有してなるものであって、具体的に
は、燃焼室１０の外壁１２に同心円状に所定角度で配設
された所要数のスワールベーン３３と、それらのスワー
ルベーン３３，３３間に所定角度で挿入された燃料噴射
ノズル３２とを備えてなるものとされる。そして、燃料
噴射ノズル３２の基端部３２ａはその外周に配設された
リング状の燃料供給パイプＰに接続されている。これら
の所定角度は、燃焼装置Ａの仕様に応じて適宜角度とさ
れるが、一般的に、スワールベーン３３の角度は、３０
度〜６０度の範囲とされ、その角度に応じて挿入可能な
燃料噴射ノズル３２の角度を設定する。この場合、図３
に示すように、燃料噴射ノズル３２の先端部にフィルム
リップ部３２ｂを設け、それにより周方向に均一な切れ
目のない燃料の薄膜を形成してその薄膜をスワールベー
ン３３からの空気により微粒化させてもよい。
旋回力を付与する旋回力付与機構３１と、前記旋回力付
与機構３１により旋回力が付与された燃焼用空気に向け
て燃料を噴射する所定間隔で配設された所要数の燃料噴
射ノズル３２とを有してなるものであって、具体的に
は、燃焼室１０の外壁１２に同心円状に所定角度で配設
された所要数のスワールベーン３３と、それらのスワー
ルベーン３３，３３間に所定角度で挿入された燃料噴射
ノズル３２とを備えてなるものとされる。そして、燃料
噴射ノズル３２の基端部３２ａはその外周に配設された
リング状の燃料供給パイプＰに接続されている。これら
の所定角度は、燃焼装置Ａの仕様に応じて適宜角度とさ
れるが、一般的に、スワールベーン３３の角度は、３０
度〜６０度の範囲とされ、その角度に応じて挿入可能な
燃料噴射ノズル３２の角度を設定する。この場合、図３
に示すように、燃料噴射ノズル３２の先端部にフィルム
リップ部３２ｂを設け、それにより周方向に均一な切れ
目のない燃料の薄膜を形成してその薄膜をスワールベー
ン３３からの空気により微粒化させてもよい。
【００２５】また、この実施の形態では、この主燃焼手
段３０は、第１主燃焼手段３０Ａ、第２主燃焼手段３０
Ｂおよび第３主燃焼手段３０Ｃが、上流側からこの順で
燃焼室１０の外壁１２の傾斜部に階段状に設けられてい
る。したがって、この実施の形態においては、メインス
テージは第１主燃焼手段３０Ａの燃焼を受け持つ第１ブ
ロック１６と、第２主燃焼手段３０Ｂの燃焼を受け持つ
第２ブロック１７と、第３主燃焼手段３０Ｃの燃焼を受
け持つ第３ブロック１８とに機能上分割されている。す
なわち、機能上、メインステージ１５は３分割されてい
る。
段３０は、第１主燃焼手段３０Ａ、第２主燃焼手段３０
Ｂおよび第３主燃焼手段３０Ｃが、上流側からこの順で
燃焼室１０の外壁１２の傾斜部に階段状に設けられてい
る。したがって、この実施の形態においては、メインス
テージは第１主燃焼手段３０Ａの燃焼を受け持つ第１ブ
ロック１６と、第２主燃焼手段３０Ｂの燃焼を受け持つ
第２ブロック１７と、第３主燃焼手段３０Ｃの燃焼を受
け持つ第３ブロック１８とに機能上分割されている。す
なわち、機能上、メインステージ１５は３分割されてい
る。
【００２６】なお、主燃焼手段３０の数は、この実施の
形態では３個とされているが、燃焼装置Ａの仕様に応じ
て１〜５の範囲で適宜選定される。
形態では３個とされているが、燃焼装置Ａの仕様に応じ
て１〜５の範囲で適宜選定される。
【００２７】次に、かかる構成とされている燃焼装置Ａ
による燃焼について説明する。
による燃焼について説明する。
【００２８】（１）起動時には起動用燃焼手段２０のみ
により燃焼を行い、安定した火炎をパイロットステージ
１４に形成する。こ場合、気流微粒化燃料噴射弁２１に
より燃料を噴射しているので、良好な着火特性および安
定した火炎が得ることができる。このパイロットステー
ジに形成された安定した火炎は、後述するメインステー
ジにおける希薄燃焼のための保炎の役割も果たしてい
る。
により燃焼を行い、安定した火炎をパイロットステージ
１４に形成する。こ場合、気流微粒化燃料噴射弁２１に
より燃料を噴射しているので、良好な着火特性および安
定した火炎が得ることができる。このパイロットステー
ジに形成された安定した火炎は、後述するメインステー
ジにおける希薄燃焼のための保炎の役割も果たしてい
る。
【００２９】（２）負荷が増大すると、その負荷の増大
に応じて第１主燃焼手段３０Ａ、第２主燃焼手段３０Ｂ
および第３主燃焼手段３０Ｃを順次稼働させて最適な燃
焼を行う。この場合、第１主燃焼手段３０Ａの燃焼を受
け持つ第１ブロック１６は、パイロットステージ１４に
隣接しているので、第１ブロック１６に供給された燃料
と空気の混合気への、パイロットステージ１４に形成さ
れている火炎による着火は円滑にさなれる。また、燃焼
用空気はスワールベーン３３による周方向の旋回力を与
えられているので、図３に示すように、燃料噴射ノズル
３２により噴霧された燃料は、周方向に均一に希釈され
て所望の混同濃度とすることができる。その結果、燃焼
が均一になされて所望の低ＮＯX化が達成され、燃焼器
出口の温度分布も均一となる（図４の局所火炎温度参
照）。しかも、低負荷時には過度に希薄な状態にならな
いため、ＴＨＣ，ＣＯの排出量も低減される。
に応じて第１主燃焼手段３０Ａ、第２主燃焼手段３０Ｂ
および第３主燃焼手段３０Ｃを順次稼働させて最適な燃
焼を行う。この場合、第１主燃焼手段３０Ａの燃焼を受
け持つ第１ブロック１６は、パイロットステージ１４に
隣接しているので、第１ブロック１６に供給された燃料
と空気の混合気への、パイロットステージ１４に形成さ
れている火炎による着火は円滑にさなれる。また、燃焼
用空気はスワールベーン３３による周方向の旋回力を与
えられているので、図３に示すように、燃料噴射ノズル
３２により噴霧された燃料は、周方向に均一に希釈され
て所望の混同濃度とすることができる。その結果、燃焼
が均一になされて所望の低ＮＯX化が達成され、燃焼器
出口の温度分布も均一となる（図４の局所火炎温度参
照）。しかも、低負荷時には過度に希薄な状態にならな
いため、ＴＨＣ，ＣＯの排出量も低減される。
【００３０】このように、この実施の形態によれば、起
動時から最高負荷までの全域にわたって安定した燃焼が
確保されるとともに、所望の低ＮＯX化が達成される。
また、燃料と空気とが周方向に旋回させられながら均一
に混合されるので、燃焼室のデッドスペースが減少し、
燃焼室の小型化および高負荷化が図られる。
動時から最高負荷までの全域にわたって安定した燃焼が
確保されるとともに、所望の低ＮＯX化が達成される。
また、燃料と空気とが周方向に旋回させられながら均一
に混合されるので、燃焼室のデッドスペースが減少し、
燃焼室の小型化および高負荷化が図られる。
【００３１】以上、本発明を実施の形態に基づいて説明
してきたが、本発明はかかる実施の形態のみに限定され
るものではなく種々改変が可能である。例えば、この実
施の形態では、起動用燃焼手段として気流微粒化式燃料
噴射弁が用いられているが、他の形式の燃料噴射弁とさ
れてもよい。
してきたが、本発明はかかる実施の形態のみに限定され
るものではなく種々改変が可能である。例えば、この実
施の形態では、起動用燃焼手段として気流微粒化式燃料
噴射弁が用いられているが、他の形式の燃料噴射弁とさ
れてもよい。
【００３２】
【発明の効果】以上詳述したように、本発明によれば次
のような優れた効果が得られる。
のような優れた効果が得られる。
【００３３】（１）良好な着火特性が得られる。
【００３４】（２）起動時から最高負荷まで安定した燃
焼が確保される。
焼が確保される。
【００３５】（３）排ガス中の有害成分が低減される。
特に、低負荷時におけるＴＨＣ，ＣＯの排出量が低減さ
れる一方、高負荷時におけるＮＯXの排出量が低減され
る。
特に、低負荷時におけるＴＨＣ，ＣＯの排出量が低減さ
れる一方、高負荷時におけるＮＯXの排出量が低減され
る。
【００３６】（４）燃料と空気とを均一に混合できるの
で、燃焼装置の出口ガス温度分布が均一となり、タービ
ン翼の寿命が伸びる。
で、燃焼装置の出口ガス温度分布が均一となり、タービ
ン翼の寿命が伸びる。
【００３７】（５）燃焼室のデッドスペースがなくなる
ため、燃焼室の小型化および高負荷化が図られる。
ため、燃焼室の小型化および高負荷化が図られる。
【図１】本発明の一実施の形態に係る燃焼装置の概略図
である。
である。
【図２】同燃焼装置の一部切欠き斜視図である。
【図３】先端部にフィルムリップ部が形成された燃料噴
射ノズルを用いた主燃焼手段の部分拡大図である。
射ノズルを用いた主燃焼手段の部分拡大図である。
【図４】主燃焼手段による燃焼状態を示す模式図であ
る。
る。
【図５】従来のステージング燃焼方式による燃焼室の一
例の概略図である。
例の概略図である。
【図６】従来のスワール燃焼方式による燃焼室の一例の
概略図である。
概略図である。
【図７】図６に示すスワール燃焼方式に用いられている
アニュラ型燃焼器の一部切欠き斜視図である。
アニュラ型燃焼器の一部切欠き斜視図である。
【図８】従来の気流微粒化式燃料噴射弁を用いた燃焼方
式に用いられている燃焼器の一部切欠き斜視図である。
式に用いられている燃焼器の一部切欠き斜視図である。
【図９】従来の気流微粒化式燃料噴射弁を用いた燃焼方
式による燃焼状態の模式図である。
式による燃焼状態の模式図である。
１０ 燃焼室 １０ａ 小径水平部 １０ｂ 大径水平部 １０ｃ 傾斜部 １１ 内壁 １２ 外壁 １３ 前壁 １４ パイロットステージ １５ メインステージ １６ 第１ブロック １７ 第２ブロック １８ 第３ブロック ２０ 起動用燃焼手段 ２１ 気流微粒化式燃料噴射弁 ３０ 主燃焼手段 ３１ 旋回力付与機構 ３２ 燃料噴射ノズル ３２ｂ フィルムリップ部 ３３ スワールベーン Ａ 燃焼装置 Ｐ 燃料供給パイプ
─────────────────────────────────────────────────────
【手続補正書】
【提出日】平成１１年１１月２日（１９９９．１１．
２）
２）
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】特許請求の範囲
【補正方法】変更
【補正内容】
【特許請求の範囲】
【請求項５】 前記主燃焼手段が複数とされ、その複数
の主燃焼手段が燃焼室のメインステージの外壁の傾斜部
において下流側に向けて階段状に配設されてなることを
特徴とする請求項４記載の燃焼装置。
の主燃焼手段が燃焼室のメインステージの外壁の傾斜部
において下流側に向けて階段状に配設されてなることを
特徴とする請求項４記載の燃焼装置。
【請求項６】 前記燃料噴射弁が気流微粒化式燃料噴射
弁とされてなることを特徴とする請求項４記載の燃焼装
置。
弁とされてなることを特徴とする請求項４記載の燃焼装
置。
【請求項７】 請求項４ないし請求項６記載の燃焼装置
を備えてなることを特徴とするジェットエンジンまたは
ガスタービン。
を備えてなることを特徴とするジェットエンジンまたは
ガスタービン。
【手続補正２】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００１１
【補正方法】変更
【補正内容】
【００１１】
【課題を解決するための手段】本発明の燃焼方法の第１
形態は、環状に形成された燃焼室を有する燃焼装置を用
いるジェットエンジンまたはガスタービンにおける燃焼
方法であって、前記燃焼室にその外周から所定角度で所
定間隔にて燃焼用空気を供給するとともに、燃料を周方
向に切れ目のない薄膜を形成するように噴射し、前記薄
膜を前記燃焼用空気により微粒化して燃焼させることを
特徴とする。
形態は、環状に形成された燃焼室を有する燃焼装置を用
いるジェットエンジンまたはガスタービンにおける燃焼
方法であって、前記燃焼室にその外周から所定角度で所
定間隔にて燃焼用空気を供給するとともに、燃料を周方
向に切れ目のない薄膜を形成するように噴射し、前記薄
膜を前記燃焼用空気により微粒化して燃焼させることを
特徴とする。
【手続補正３】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００１２
【補正方法】変更
【補正内容】
【００１２】 本発明の燃焼方法の第２形態は、環状に
形成されたパイロットステージとその下流において環状
に形成されたメインステージとを用いる、ジェットエン
ジンまたはガスタービンにおける燃焼方法であって、起
動時にはパイロットステージのみにて燃料を燃焼させ、
通常運転時にはメインステージに周方向に切れ目のない
燃料の薄膜を形成するとともに、前記メインステージに
その外周から所定角度で所定間隔にて燃焼用空気を供給
して前記薄膜を微粒化して燃焼させることを特徴とす
る。
形成されたパイロットステージとその下流において環状
に形成されたメインステージとを用いる、ジェットエン
ジンまたはガスタービンにおける燃焼方法であって、起
動時にはパイロットステージのみにて燃料を燃焼させ、
通常運転時にはメインステージに周方向に切れ目のない
燃料の薄膜を形成するとともに、前記メインステージに
その外周から所定角度で所定間隔にて燃焼用空気を供給
して前記薄膜を微粒化して燃焼させることを特徴とす
る。
【手続補正４】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００１３
【補正方法】変更
【補正内容】
【００１３】 本発明の燃焼方法においては、環状に形
成されたメインステージが、下流側に向けて順番に形成
された複数のブロックに分割され、前記各ブロックが、
周方向に切れ目のない燃料の薄膜を形成し、かつその外
周から所定角度で所定間隔にて燃焼用空気を供給して前
記薄膜を微粒化して燃焼させることが可能とされ、負荷
に応じて使用するブロックの数を調節するようにされて
いるのが好ましい。
成されたメインステージが、下流側に向けて順番に形成
された複数のブロックに分割され、前記各ブロックが、
周方向に切れ目のない燃料の薄膜を形成し、かつその外
周から所定角度で所定間隔にて燃焼用空気を供給して前
記薄膜を微粒化して燃焼させることが可能とされ、負荷
に応じて使用するブロックの数を調節するようにされて
いるのが好ましい。
【手続補正５】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００１４
【補正方法】変更
【補正内容】
【００１４】 一方、本発明の燃焼装置は、燃焼室と起
動用燃焼手段と主燃焼手段とを備えるジェットエンジン
またはガスタービンにおける燃焼装置であって、前記燃
焼室が、環状に形成されたパイロットステージと、前記
パイロットステージの下流において環状に形成されたメ
インステージとを有し、前記起動用燃焼手段が、前記燃
焼室のパイロットステージの前面に所定間隔で配設され
た所要数の燃料噴射弁とされ、前記主燃焼手段が、前記
メインステージの外周に所定角度で所定間隔にて配設さ
れた所要数のスワールベーンを有する、燃焼用空気に周
方向の旋回力を付与する旋回力付与機構と、所定角度に
て所定間隔で配設された所要数の燃料噴射ノズルとを有
し、前記燃料噴射ノズルが、周方向に切れ目のない燃料
の薄膜を形成するフィルムリップ部を有してなり、前記
燃料噴射ノズルにより円周方向に切れ目のない燃料の薄
膜が形成され、前記旋回力付与機構により旋回力が付与
された燃焼用空気により、前記薄膜が微粒化されてなる
ことを特徴とする。
動用燃焼手段と主燃焼手段とを備えるジェットエンジン
またはガスタービンにおける燃焼装置であって、前記燃
焼室が、環状に形成されたパイロットステージと、前記
パイロットステージの下流において環状に形成されたメ
インステージとを有し、前記起動用燃焼手段が、前記燃
焼室のパイロットステージの前面に所定間隔で配設され
た所要数の燃料噴射弁とされ、前記主燃焼手段が、前記
メインステージの外周に所定角度で所定間隔にて配設さ
れた所要数のスワールベーンを有する、燃焼用空気に周
方向の旋回力を付与する旋回力付与機構と、所定角度に
て所定間隔で配設された所要数の燃料噴射ノズルとを有
し、前記燃料噴射ノズルが、周方向に切れ目のない燃料
の薄膜を形成するフィルムリップ部を有してなり、前記
燃料噴射ノズルにより円周方向に切れ目のない燃料の薄
膜が形成され、前記旋回力付与機構により旋回力が付与
された燃焼用空気により、前記薄膜が微粒化されてなる
ことを特徴とする。
【手続補正６】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００１５
【補正方法】変更
【補正内容】
【００１５】 本発明の燃焼装置においては、主燃焼手
段が複数とされ、その複数の主燃焼手段が燃焼室のメイ
ンステージの外壁の傾斜部において下流側に向けて階段
状に配設されていてもよい。
段が複数とされ、その複数の主燃焼手段が燃焼室のメイ
ンステージの外壁の傾斜部において下流側に向けて階段
状に配設されていてもよい。
【手続補正７】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００１６
【補正方法】変更
【補正内容】
【００１６】 ここで、前記燃料噴射弁は、例えば気流
微粒化式燃料噴射弁とされる。
微粒化式燃料噴射弁とされる。
【手続補正書】
【提出日】平成１２年３月１０日（２０００．３．１
０）
０）
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】特許請求の範囲
【補正方法】変更
【補正内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】 環状に形成されたパイロットステージと
その下流において環状に形成されたメインステージとを
用いる、ジェットエンジンまたはガスタービンにおける
燃焼方法であって、 起動時にはパイロットステージのみにて燃料を燃焼さ
せ、 通常運転時にはメインステージに周方向に切れ目のない
燃料の薄膜を形成するとともに、前記メインステージに
その外周から所定角度で所定間隔にて燃焼用空気を供給
して前記薄膜を微粒化して燃焼させることを特徴とする
燃焼方法。
その下流において環状に形成されたメインステージとを
用いる、ジェットエンジンまたはガスタービンにおける
燃焼方法であって、 起動時にはパイロットステージのみにて燃料を燃焼さ
せ、 通常運転時にはメインステージに周方向に切れ目のない
燃料の薄膜を形成するとともに、前記メインステージに
その外周から所定角度で所定間隔にて燃焼用空気を供給
して前記薄膜を微粒化して燃焼させることを特徴とする
燃焼方法。
【請求項２】 前記環状に形成されたメインステージ
が、下流側に向けて順番に形成された複数のブロックに
分割され、 前記各ブロックが、周方向に切れ目のない燃料の薄膜を
形成し、かつその外周から所定角度で所定間隔にて燃焼
用空気を供給して前記薄膜を微粒化して燃焼させること
が可能とされ、 負荷に応じて使用するブロックの数を調節することを特
徴とする請求項１記載の燃焼方法。
が、下流側に向けて順番に形成された複数のブロックに
分割され、 前記各ブロックが、周方向に切れ目のない燃料の薄膜を
形成し、かつその外周から所定角度で所定間隔にて燃焼
用空気を供給して前記薄膜を微粒化して燃焼させること
が可能とされ、 負荷に応じて使用するブロックの数を調節することを特
徴とする請求項１記載の燃焼方法。
【請求項３】 燃焼室と起動用燃焼手段と主燃焼手段と
を備えるジェットエンジンまたはガスタービンにおける
燃焼装置であって、 前記燃焼室が、環状に形成されたパイロットステージ
と、前記パイロットステージの下流において環状に形成
されたメインステージとを有し、 前記起動用燃焼手段が、前記燃焼室のパイロットステー
ジの前面に所定間隔で配設された所要数の燃料噴射弁と
され、 前記主燃焼手段が、前記メインステージの外周に所定角
度で所定間隔にて配設された所要数のスワールベーンを
有する、燃焼用空気に周方向の旋回力を付与する旋回力
付与機構と、所定角度にて所定間隔で配設された所要数
の燃料噴射ノズルとを有し、 前記燃料噴射ノズルが、周方向に切れ目のない燃料の薄
膜を形成するフィルムリップ部を有してなり、 前記燃料噴射ノズルにより円周方向に切れ目のない燃料
の薄膜が形成され、 前記旋回力付与機構により旋回力が付与された燃焼用空
気により、前記薄膜が微粒化されてなることを特徴とす
る燃焼装置。
を備えるジェットエンジンまたはガスタービンにおける
燃焼装置であって、 前記燃焼室が、環状に形成されたパイロットステージ
と、前記パイロットステージの下流において環状に形成
されたメインステージとを有し、 前記起動用燃焼手段が、前記燃焼室のパイロットステー
ジの前面に所定間隔で配設された所要数の燃料噴射弁と
され、 前記主燃焼手段が、前記メインステージの外周に所定角
度で所定間隔にて配設された所要数のスワールベーンを
有する、燃焼用空気に周方向の旋回力を付与する旋回力
付与機構と、所定角度にて所定間隔で配設された所要数
の燃料噴射ノズルとを有し、 前記燃料噴射ノズルが、周方向に切れ目のない燃料の薄
膜を形成するフィルムリップ部を有してなり、 前記燃料噴射ノズルにより円周方向に切れ目のない燃料
の薄膜が形成され、 前記旋回力付与機構により旋回力が付与された燃焼用空
気により、前記薄膜が微粒化されてなることを特徴とす
る燃焼装置。
【請求項４】 前記主燃焼手段が複数とされ、その複数
の主燃焼手段が燃焼室のメインステージの外壁の傾斜部
において下流側に向けて階段状に配設されてなることを
特徴とする請求項３記載の燃焼装置。
の主燃焼手段が燃焼室のメインステージの外壁の傾斜部
において下流側に向けて階段状に配設されてなることを
特徴とする請求項３記載の燃焼装置。
【請求項５】 前記燃料噴射弁が気流微粒化式燃料噴射
弁とされてなることを特徴とする請求項３記載の燃焼装
置。
弁とされてなることを特徴とする請求項３記載の燃焼装
置。
【請求項６】 請求項３ないし請求項５記載の燃焼装置
を備えてなることを特徴とするジェットエンジンまたは
ガスタービン。
を備えてなることを特徴とするジェットエンジンまたは
ガスタービン。
【手続補正２】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００１１
【補正方法】削除
【手続補正３】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００１２
【補正方法】変更
【補正内容】
【００１２】
【課題を解決するための手段】 本発明の燃焼方法は、環
状に形成されたパイロットステージとその下流において
環状に形成されたメインステージとを用いる、ジェット
エンジンまたはガスタービンにおける燃焼方法であっ
て、起動時にはパイロットステージのみにて燃料を燃焼
させ、通常運転時にはメインステージに周方向に切れ目
のない燃料の薄膜を形成するとともに、前記メインステ
ージにその外周から所定角度で所定間隔にて燃焼用空気
を供給して前記薄膜を微粒化して燃焼させることを特徴
とする。
状に形成されたパイロットステージとその下流において
環状に形成されたメインステージとを用いる、ジェット
エンジンまたはガスタービンにおける燃焼方法であっ
て、起動時にはパイロットステージのみにて燃料を燃焼
させ、通常運転時にはメインステージに周方向に切れ目
のない燃料の薄膜を形成するとともに、前記メインステ
ージにその外周から所定角度で所定間隔にて燃焼用空気
を供給して前記薄膜を微粒化して燃焼させることを特徴
とする。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 緒方 秀樹 明石市川崎町１番１号 川崎重工業株式会 社明石工場内 (72)発明者 今村 亮 明石市川崎町１番１号 川崎重工業株式会 社明石工場内
Claims (9)
- 【請求項１】 環状に形成されたパイロットステージと
その下流において環状に形成されたメインステージとを
用いる、ジェットエンジンまたはガスタービンにおける
燃焼方法であって、 起動時にはパイロットステージのみにて燃料を燃焼さ
せ、 通常運転時には燃焼用空気に周方向の旋回力を付与する
とともに、その旋回力を付与された燃焼用空気に燃料を
噴射して燃料と空気との混合気を生成し、その混合気を
メインステージに供給して燃焼させることを特徴とする
燃焼方法。 - 【請求項２】 環状に形成されたパイロットステージと
その下流において環状に形成されたメインステージとを
用いる、ジェットエンジンまたはガスタービンにおける
燃焼方法であって、 起動時にはパイロットステージのみにて燃料を燃焼さ
せ、 通常運転時にはメインステージに周方向に切れ目のない
燃料の薄膜を形成し、その薄膜を周方向の旋回力を付与
された燃焼用空気により微粒化して燃焼させることを特
徴とする燃焼方法。 - 【請求項３】 前記環状に形成されたメインステージが
複数のブロックに分割され、負荷に応じて使用するブロ
ックの数を調節することを特徴とする請求項１または２
記載の燃焼方法。 - 【請求項４】 燃焼室と起動用燃焼手段と主燃焼手段と
を備えるジェットエンジンまたはガスタービンにおける
燃焼装置であって、 前記燃焼室が、環状に形成されたパイロットステージ
と、前記パイロットステージの下流において環状に形成
されたメインステージとを有し、 前記起動用燃焼手段が、前記燃焼室のパイロットステー
ジの前面に所定間隔で配設された所要数の燃料噴射弁と
され、 前記主燃焼手段が、前記燃焼室のメインステージの外周
に配設された、燃焼用空気に周方向の旋回力を付与する
旋回力付与機構と、前記旋回力付与機構により旋回力が
付与された燃焼用空気に向けて燃料を噴射する所定間隔
で配設された所要数の燃料噴射ノズルとを有してなるこ
とを特徴とする燃焼装置。 - 【請求項５】 前記燃料噴射ノズルが先端部にフィルム
リップ部を有してなることを特徴とする請求項４記載の
燃焼装置。 - 【請求項６】 前記主燃焼手段が複数とされ、その複数
の主燃焼手段が燃焼室のメインステージの外周において
下流側に向けて縦列状に配設されてなることを特徴とす
る請求項４記載の燃焼装置。 - 【請求項７】 前記燃料噴射弁が気流微粒化式燃料噴射
弁とされてなることを特徴とする請求項４記載の燃焼装
置。 - 【請求項８】 前記旋回力付与機構が、燃焼室のメイン
ステージの外周に所定角度で所定間隔にて配設された所
要数のスワールベーンとされてなることを特徴とする請
求項４記載の燃焼装置。 - 【請求項９】 請求項４ないし請求項８記載の燃焼装置
を備えてなることを特徴とするジェットエンジンまたは
ガスタービン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10372716A JP3063001B1 (ja) | 1998-12-28 | 1998-12-28 | 燃焼方法および燃焼装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10372716A JP3063001B1 (ja) | 1998-12-28 | 1998-12-28 | 燃焼方法および燃焼装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP3063001B1 JP3063001B1 (ja) | 2000-07-12 |
| JP2000199626A true JP2000199626A (ja) | 2000-07-18 |
Family
ID=18500938
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10372716A Expired - Lifetime JP3063001B1 (ja) | 1998-12-28 | 1998-12-28 | 燃焼方法および燃焼装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3063001B1 (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2005059442A1 (ja) * | 2003-12-16 | 2005-06-30 | Hitachi, Ltd. | ガスタービン用燃焼器 |
| JP2006132401A (ja) * | 2004-11-04 | 2006-05-25 | Hitachi Ltd | ガスタービン発電設備 |
| JP2007064625A (ja) * | 2006-12-11 | 2007-03-15 | Hitachi Ltd | ガスタービン燃焼器及びその燃料供給方法 |
| JP2011220673A (ja) * | 2010-04-12 | 2011-11-04 | General Electric Co <Ge> | 燃料ステージングによる燃焼器出口温度プロファイル制御及び関連方法 |
| US8393159B2 (en) | 2003-06-19 | 2013-03-12 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine combustor and fuel supply method for same |
| WO2014191495A1 (de) * | 2013-05-31 | 2014-12-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbinen-ringbrennkammer mit tangentialeindüsung als späte mager-einspritzung |
-
1998
- 1998-12-28 JP JP10372716A patent/JP3063001B1/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8393159B2 (en) | 2003-06-19 | 2013-03-12 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine combustor and fuel supply method for same |
| WO2005059442A1 (ja) * | 2003-12-16 | 2005-06-30 | Hitachi, Ltd. | ガスタービン用燃焼器 |
| US8397510B2 (en) | 2003-12-16 | 2013-03-19 | Hitachi, Ltd. | Combustor for gas turbine |
| JP2006132401A (ja) * | 2004-11-04 | 2006-05-25 | Hitachi Ltd | ガスタービン発電設備 |
| JP4509742B2 (ja) * | 2004-11-04 | 2010-07-21 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン発電設備 |
| JP2007064625A (ja) * | 2006-12-11 | 2007-03-15 | Hitachi Ltd | ガスタービン燃焼器及びその燃料供給方法 |
| JP4571612B2 (ja) * | 2006-12-11 | 2010-10-27 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン燃焼器及びその燃料供給方法 |
| JP2011220673A (ja) * | 2010-04-12 | 2011-11-04 | General Electric Co <Ge> | 燃料ステージングによる燃焼器出口温度プロファイル制御及び関連方法 |
| WO2014191495A1 (de) * | 2013-05-31 | 2014-12-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbinen-ringbrennkammer mit tangentialeindüsung als späte mager-einspritzung |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3063001B1 (ja) | 2000-07-12 |
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