JP2003130352A

JP2003130352A - ガスタービン用低ＮＯｘ燃焼器

Info

Publication number: JP2003130352A
Application number: JP2001319649A
Authority: JP
Inventors: Takashi Ikezaki; 隆司池崎; Hidemi Fuji; 秀実藤
Original assignee: IHI Corp
Current assignee: IHI Corp
Priority date: 2001-10-17
Filing date: 2001-10-17
Publication date: 2003-05-08

Abstract

(57)【要約】【課題】温度・圧力の低い低負荷時において、パイロ
ット噴射弁の空気配分を高めて相対的に多量の燃料を安
定燃焼させることができ、かつ温度・圧力の高い高負荷
時には、その空気配分を低減して相対的に少量の燃料を
安定燃焼させることができるガスタービン用低ＮＯｘ燃
焼器を提供する。【解決手段】燃料を拡散燃焼させるパイロットバーナ
１０と、燃料を希薄燃焼させるメインバーナ９とを備え
たガスタービン用低ＮＯｘ燃焼器。パイロットバーナ１
０が、同軸かつ直列に配置されたパイロット噴射弁１２
とパイロットチャンバ１４とからなり、パイロット噴射
弁１２は、上流側から延びる燃料供給管１１に取り付け
られた燃料噴射部１２ａと、下流側の燃焼器ライナ２及
びパイロットチャンバ１４に連結された燃料混合部１２
ｂとからなる。燃料噴射部１２ａと燃料混合部１２ｂ
は、軸方向に互いに嵌合する嵌合部１３ａ，１３ｂを有
し、この嵌合部に、低負荷時に開口し高負荷時に燃焼器
ライナ及びパイロットチャンバの熱膨張により塞がれる
空気流路１３ｃが設けられている。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービン用低
ＮＯｘ燃焼器に関する。

【０００２】

【従来の技術】環境保護のために、ガスタービンの燃焼
排ガス中のＮＯｘ（窒素酸化物）を低減することが義務
付けられており、我国では、全国基準でも例えば７０ｐ
ｐｍ以下、大都市（例えば東京）では例えば２５〜３０
ｐｐｍ以下にする必要がある。

【０００３】ＮＯｘの発生要因は、燃焼時の高温火炎に
より空気中の窒素が酸化するいわゆるサーマルＮＯｘが
主であり、このサーマルＮＯｘを低減するには、火炎中
のホットスポットを減少させ、高温火炎の発生をなくす
ことが効果的である。このため、予混合燃焼方式の低Ｎ
Ｏｘ燃焼器が用いられている。

【０００４】図４は、従来のガスタービン用低ＮＯｘ燃
焼器の全体構成図である。この図に示すように、従来の
低ＮＯｘ燃焼器は、中央部に配置されたパイロットバー
ナ８と、そのまわりに配置された複数（図には１つのみ
を示す）のメインバーナ９とを備える。なお、この図に
おいて、１はスクロール部、２は燃焼器ライナ、３はケ
ーシング、４は点火栓（イグナイタ）であり、空気６が
ケーシング３とライナ２の間を流れてバーナ８、９に達
し、このバーナとその他の部分を通ってライナ２内に流
入して火炎７ａ，７ｂを形成し、発生した燃焼ガスがス
クロール部１を通って図示しないガスタービンに導か
れ、これを駆動するようになっている。

【０００５】パイロットバーナ８は、同軸に配置された
パイロット噴射弁８ａとパイロットチャンバ８ｂとから
なり、燃料を拡散燃焼させる拡散燃焼バーナである。ま
た、メインバーナ９は、同軸に配置されたメイン噴射弁
９ａと予混合管９ｂとからなり、燃料を希薄燃焼させる
希薄燃焼バーナである。この構成により、パイロットバ
ーナ８の拡散燃焼により安定した火炎７ａを形成し、こ
の火炎によりメインバーナ９の希薄燃焼による火炎７ｂ
の吹消えを防ぐように保炎し、全体として燃料を十分な
空気量と予混合しこれを希薄燃焼させることにより、ホ
ットスポットを低減して高温火炎の発生をなくし低ＮＯ
ｘ化を実現するようになっている。

【０００６】

【発明が解決しようとする課題】上述したように、従来
のガスタービン用低ＮＯｘ燃焼器、すなわちマルチプル
噴射弁方式の低ＮＯｘ燃焼器では、メイン噴射弁９ａに
よって希薄予混合燃焼を行い、火炎温度を適正に制御す
ることでＮＯｘの低減を図っている。また、燃焼器入口
温度・圧力がともに低く、燃焼安定性に欠ける低負荷時
の加速のため、及び、高負荷時でも希薄予混合だけでは
安定燃焼が難しいため、その点火源（保炎源）として、
拡散燃焼バーナであるパイロット噴射弁８ａが用いられ
ている。

【０００７】しかし、パイロット噴射弁の空気流路は、
アイドリング運転時等の温度・圧力が低い低負荷時にお
いて、パイロットバーナの安定燃焼を確保できる大きさ
に構成されている。そのため、温度・圧力が十分高く、
メインバーナの安定燃焼が確保しやすい高負荷時におい
ても、パイロット噴射弁に大量の空気が供給され、これ
に対応して燃料も多くなるため、高負荷時にはパイロッ
ト噴射弁がＮＯｘ生成源となってしまい、効果的なＮＯ
ｘ削減に限界があった。

【０００８】すなわち、一般に、予混合火炎を形成する
メイン噴射弁のＮＯｘ排出量は少ないが、吹消え易く、
パイロット火炎が必要であり、これに対してメイン火炎
の保炎用拡散火炎（パイロット火炎）を形成するパイロ
ット噴射弁は、ＮＯｘ排出量は多い。そのため、低負荷
時に、メインバーナが吹消え易くパイロットバーナに比
較的多量の燃料を燃焼させる必要があり、このとき、ス
モークを発生させないようにするため、パイロット噴射
弁の空気配分を多くする必要がある。その結果、高負荷
時には圧力温度が高く、メイン火炎は比較的安定なの
で、パイロット火炎は大きい必要はないが、低負荷時の
必要性からパイロット噴射弁の空気配分は大きくならざ
るを得ず、これに対応して燃料配分を決めるので燃焼器
全体のＮＯｘ排出量は多くなる問題点があった。

【０００９】本発明はかかる問題点を解決するために創
案されたものである。すなわち、本発明の目的は、温度
・圧力の低い低負荷時において、パイロット噴射弁の空
気配分を高めて相対的に多量の燃料を安定燃焼させるこ
とができ、かつ温度・圧力の高い高負荷時には、その空
気配分を低減して相対的に少量の燃料を安定燃焼させる
ことができるガスタービン用低ＮＯｘ燃焼器を提供する
ことにある。

【００１０】

【課題を解決するための手段】本発明によれば、燃料を
拡散燃焼させるパイロットバーナと、燃料を希薄燃焼さ
せるメインバーナとを備えたガスタービン用低ＮＯｘ燃
焼器において、前記パイロットバーナ（１０）は、同軸
かつ直列に配置されたパイロット噴射弁（１２）とパイ
ロットチャンバ（１４）とからなり、該パイロット噴射
弁（１２）は、上流側から延びる燃料供給管（１１）に
取り付けられた燃料噴射部（１２ａ）と、下流側の燃焼
器ライナ及びパイロットチャンバ（１４）に連結された
燃料混合部（１２ｂ）とからなり、燃料噴射部（１２
ａ）と燃料混合部（１２ｂ）は、軸方向に互いに嵌合す
る嵌合部（１３ａ，１３ｂ）を有し、該嵌合部には、低
負荷時に開口し、高負荷時に燃焼器ライナ及びパイロッ
トチャンバの熱膨張により塞がれる空気流路（１３ｃ）
が設けられている、ことを特徴とするガスタービン用低
ＮＯｘ燃焼器が提供される。

【００１１】本発明の好ましい実施形態によれば、前記
嵌合部（１３ａ，１３ｂ）は、パイロットバーナと同軸
の中空円筒管であり、前記空気流路（１３ｃ）は、該中
空円筒管の少なくとも一方に設けられた貫通孔である。

【００１２】上記本発明の構成によれば、上流側から延
びる燃料供給管（１１）は、常に比較的低温に保持され
るので、これに取り付けられた燃料噴射部（１２ａ）の
位置は、低負荷時も高負荷時もあまり変化しない。これ
に対して、下流側の燃焼器ライナ及びパイロットチャン
バ（１４）は、低負荷時と高負荷時の温度変化が大きく
（例えば温度差約６００℃）、熱膨張により軸方向に伸
びるので、これに取り付けられた燃料供給管（１１）
は、高負荷時には上流側に移動する。

【００１３】従って、燃料噴射部（１２ａ）と燃料混合
部（１２ｂ）の嵌合部（１３ａ，１３ｂ）に設けられた
空気流路（１３ｃ）が低負荷時に開口して流入空気を増
加させ、高負荷時には逆に燃焼器ライナ及びパイロット
チャンバの熱膨張により塞がれて流入空気が減少する。
これにより、温度・圧力の低い低負荷時において、パイ
ロット噴射弁の空気配分を高めて相対的に多量の燃料を
安定燃焼させることができ、かつ温度・圧力の高い高負
荷時には、その空気配分を低減して相対的に少量の燃料
を安定燃焼させることができる。

【００１４】

【発明の実施の形態】以下、本発明の好ましい実施形態
を図面を参照して説明する。なお、各図において、共通
する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略す
る。

【００１５】図１は、本発明によるガスタービン用低Ｎ
Ｏｘ燃焼器の全体構成図である。この図に示すように、
本発明のガスタービン用低ＮＯｘ燃焼器は、マルチプル
噴射弁方式の低ＮＯｘ燃焼器であり、中央部に配置され
たパイロットバーナ１０と、そのまわりに配置された複
数（例えば６つ）のメインバーナ９とを備える。パイロ
ットバーナ１０は、燃料を拡散燃焼させる拡散燃焼バー
ナであり、メインバーナ９は、燃料を希薄燃焼させる希
薄燃焼バーナである。なお、この図において２は燃焼器
ライナ、１１はパイロットバーナ１０の燃料供給管であ
る。また、この例で、本発明の低ＮＯｘ燃焼器は、燃料
及び燃焼ガスが水平方向の横型であるが、図４と同様の
縦型であってもよい。この構成により空気がバーナ９、
１０を通ってライナ２内に流入して火炎７ａ，７ｂを形
成し、発生した燃焼ガスがスクロール部（図示せず）を
通って図示しないガスタービンに導かれ、これを駆動す
るようになっている。

【００１６】図２は、図１の低ＮＯｘ燃焼器を構成する
パイロットバーナ１０の拡大図である。この図に示めす
ように、パイロットバーナ１０は、同軸かつ直列に配置
されたパイロット噴射弁１２とパイロットチャンバ１４
とからなる。また、パイロット噴射弁１２は、燃料噴射
部１２ａと燃料混合部１２ｂからなる。燃料噴射部１２
ａは、上流側から延びる燃料供給管１１の先端（図で右
端）に取り付けられている。また、燃料混合部１２ｂ
は、下流側の燃焼器ライナ２及びパイロットチャンバ１
４に連結されている。

【００１７】図２において、パイロット噴射弁１２の燃
料噴射部１２ａと燃料混合部１２ｂは、軸方向に互いに
嵌合する嵌合部１３ａ，１３ｂを有する。この嵌合部１
３ａ，１３ｂは、この例ではパイロットバーナと同軸の
中空円筒管である。また、この嵌合部には、低負荷時に
開口し、高負荷時に燃焼器ライナ及びパイロットチャン
バの熱膨張により塞がれる空気流路１３ｃが設けられて
いる。この空気流路１３ｃは、中空円筒管の少なくとも
一方、この例では、嵌合部１３ｂに設けられた貫通孔で
ある。上述した構成により、嵌合部１３ｂに設けられた
貫通孔１３ｃを通して、燃料噴射部１２ａ内に流入空気
ｃを導入することができる。なお、この図において、
ａ，ｂは燃料噴射部１２ａに設けられた空気流路であ
り、この空気流路ａ，ｂの流路面積は一定であり、差圧
に応じて燃焼用空気を内部に導入するようになってい
る。

【００１８】図３は、図２のパイロットバーナの作動説
明図である。この図において、（Ａ）はガスタービンの
低負荷時、（Ｂ）は高負荷時を示している。燃焼器ライ
ナ２及びパイロットチャンバ１４は、耐熱金属、例え
ば、ハステロイＸ、ＳＵＳ３１６等で構成する。これら
の耐熱金属の熱膨張係数は、約２００〜８００℃（約３
９２Ｆ〜１４７２Ｆ）の範囲において、約８．４×１０
^-6／Ｆ程度である。また、燃焼器ライナ２及びパイロッ
トチャンバ１４の温度は、低負荷時には約２００℃前
後、高負荷時には約８００℃となる。従って、燃料混合
部１２ｂが取り付けられたパイロットチャンバ１４の図
で左端は、熱膨張によりΔＬ（約４ｍｍ）、左方向に移
動することになる。

【００１９】上述した本発明の構成によれば、上流側か
ら延びる燃料供給管１１は、常に比較的低温（２００℃
以下）に保持されるので、これに取り付けられた燃料噴
射部１２ａの位置は、低負荷時も高負荷時もあまり変化
しない。これに対して、下流側の燃焼器ライナ２及びパ
イロットチャンバ１４は、低負荷時と高負荷時の温度変
化が大きく（例えば温度差約６００℃）、熱膨張により
軸方向に伸びるので、これに取り付けられた燃料供給管
１１は、高負荷時には上流側に熱膨張によりΔＬ（約４
ｍｍ）程度移動する。

【００２０】ガスタービンの低負荷時には、燃焼器ライ
ナ２及びパイロットチャンバ１４の温度は低く、内外の
差圧も小さい。そのため、低負荷時には図３（Ａ）に示
すように、燃料噴射部１２ａと燃料混合部１２ｂの嵌合
部１３ａ，１３ｂに設けられた空気流路１３ｃが開口し
てｃで示す流入空気が増加し、ａ，ｂの流入空気と合わ
せて、パイロット噴射弁の空気配分を高めて相対的に多
量の燃料を安定燃焼させることができる。一方、ガスタ
ービンの高負荷時には、燃焼器ライナ２及びパイロット
チャンバ１４の温度が上昇し、内外の差圧も大きくな
る。従って、図３（Ｂ）に示すように、高負荷時には逆
に燃焼器ライナ及びパイロットチャンバの熱膨張により
空気流路１３ｃが塞がれて流入空気が減少し、その分、
その空気配分を低減して相対的に少量の燃料を安定燃焼
させることができる。

【００２１】すなわち、高負荷時（例えば定格時）にお
いて燃焼器ライナ壁温は非常に高温となるため、ライナ
を構成する金属は熱膨張によりエンジン軸方向に数ミリ
伸びる。このライナの伸びを吸収するため燃料噴射部１
２ａと燃料混合部１２ｂを分離し、燃料噴射部１２ａを
燃料配管に固定し、燃料混合部１２ｂをライナと燃焼器
出口ケーシングに固定すると、ライナは出口部分で固定
されるているため、上流に向かって伸張し、燃料噴射部
１２ａ側はほぼ固定と考えてよいのでお互いに重なり合
う事になる。この時、パイロット噴射弁のアウタスワー
ラ孔を適当な位置になるように設計することで、定格時
に隔壁板によって孔が塞がれ、パイロット噴射弁に流入
する空気量が減少し、その分メイン噴射弁に流入する空
気は増大する。

【００２２】その結果、空気流量が変化し、パイロット
噴射弁の負荷が減少し、メイン噴射弁の負荷が増大す
る。メイン噴射弁は低ＮＯｘ噴射弁であるため、パイロ
ット噴射弁の負荷が減少し、メイン噴射弁の負荷が増大
することで、燃焼器全体のＮＯｘ排出量は減少する。

【００２３】なお本発明は上述した実施形態に限られる
ものではなく、発明の要旨を逸脱しない範囲で種々の変
更が可能である。

【００２４】

【発明の効果】上述したように、本発明は、マルチプル
噴射弁方式の低ＮＯｘガスタービンエンジン用燃焼器に
おいて、温度が低く火炎の安定しにくい低負荷時にはパ
イロット噴射弁の負荷を高くするとともに、温度が高く
ＮＯｘが生成しやすい高負荷時にはメイン噴射弁（低Ｎ
Ｏｘ噴射弁）の負荷を高くして、ＮＯｘ低減効果の向上
を図るものである。

【００２５】すなわち、温度上昇による金属の熱膨張を
利用して、パイロット噴射弁に流入する空気流量をライ
ナ温度に応じ自動的に制御する。低負荷時にはアウタス
ワーラ空気孔は全開であるが、定格等の高負荷時にはラ
イナ壁温が上昇してライナが熱膨張により上流側に伸び
るため、燃料噴射弁本体によりその一部が塞がれ、空気
流入量が減少する。このためメイン噴射弁に流入する空
気が増え、負荷が高まることで、燃焼器全体のＮＯｘ低
減効果は高まる。

【００２６】言い換えれば、高負荷時にライナが伸長
し、アウタスワーラ孔を塞ぐことで、パイロット空気流
量が減少し、メイン空気流量が増加する。この減少・増
加量に応じて燃料流量配分を変える（パイロット側は減
少、メイン側は増加）することで、ＮＯｘ排出量が比較
的多いパイロットの負荷を減らすことができる。結果、
ＮＯｘの削減につながる。

【００２７】従って、本発明のガスタービン用低ＮＯｘ
燃焼器は、温度・圧力の低い低負荷時において、パイロ
ット噴射弁の空気配分を高めて相対的に多量の燃料を安
定燃焼させることができ、かつ温度・圧力の高い高負荷
時には、その空気配分を低減して相対的に少量の燃料を
安定燃焼させることができる等の優れた効果を有する。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明によるガスタービン用低ＮＯｘ燃焼器の
全体構成図である。

【図２】図１の低ＮＯｘ燃焼器を構成するパイロットバ
ーナの構成図である。

【図３】図２のパイロットバーナの作動説明図である。

【図４】従来のガスタービン用低ＮＯｘ燃焼器の構成図
である。

【符号の説明】

１スクロール部、２燃焼器ライナ、３ケーシン
グ、４点火栓（イグナイタ）、６空気、７火炎、７ａパイロット火炎（拡散火炎）、７ｂメイン火炎
（予混合火炎）、８パイロットバーナ、８ａパイロット噴射弁、８ｂパイロットチャンバ、９メインバーナ、９ａメイン噴射弁、９ｂ予混合管、

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】燃料を拡散燃焼させるパイロットバーナ
と、燃料を希薄燃焼させるメインバーナとを備えたガス
タービン用低ＮＯｘ燃焼器において、前記パイロットバーナ（１０）は、同軸かつ直列に配置
されたパイロット噴射弁（１２）とパイロットチャンバ
（１４）とからなり、該パイロット噴射弁（１２）は、上流側から延びる燃料
供給管（１１）に取り付けられた燃料噴射部（１２ａ）
と、下流側の燃焼器ライナ及びパイロットチャンバ（１
４）に連結された燃料混合部（１２ｂ）とからなり、燃料噴射部（１２ａ）と燃料混合部（１２ｂ）は、軸方
向に互いに嵌合する嵌合部（１３ａ，１３ｂ）を有し、
該嵌合部には、低負荷時に開口し、高負荷時に燃焼器ラ
イナ及びパイロットチャンバの熱膨張により塞がれる空
気流路（１３ｃ）が設けられている、ことを特徴とする
ガスタービン用低ＮＯｘ燃焼器。
【請求項２】前記嵌合部（１３ａ，１３ｂ）は、パイ
ロットバーナと同軸の中空円筒管であり、前記空気流路
（１３ｃ）は、該中空円筒管の少なくとも一方に設けら
れた貫通孔である、ことを特徴とする請求項１に記載の
ガスタービン用低ＮＯｘ燃焼器。