【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係り、一層詳細には、マルチノズル形予混合式燃焼器に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
従来のガスタービン燃焼器においては、燃料のみをノズルから噴出し周囲の空気に燃料を拡散させながら燃焼させる拡散燃焼方式が多く使用されていた。しかし、近年においては、前記拡散燃焼方式に代わってサーマルＮＯＸの低減に、より有利な予混合燃焼方式も使用されるようになってきている。ここで、予混合燃焼方式とは、燃料と燃焼用空気とを予め混合し、同一のノズルから噴出して燃焼させるものをいう。この燃焼方式によれば、燃料を希薄な状態に、空気と混合させた後、燃焼させることができるため火炎の温度を下げやすく、拡散燃焼方式と比較してＮＯＸの低減に有利である。
【０００３】
このような予混合燃焼器として、従来、例えば図６に示すような、燃焼器内筒１の断面中央に配置されてパイロット燃料ノズル２からのパイロット燃料とパイロットスワラ３からの燃焼用空気とが反応して拡散火炎を形成するコーン（パイロット燃焼器）４の周囲に、メイン燃料ノズル５からのメイン燃料とメインスワラ６からの燃焼用空気との予混合気体を形成・噴出するノズル外筒７を複数に分割・配置してなるマルチノズル形予混合式燃焼器が知られている。
【０００４】
そして、前記メイン燃料ノズル５においては、図５に示すように、燃料はノズル本体壁面に明けられた複数のノズル孔５ａ（φ１．０ｍｍ程度）より噴出され、メインスワラ６を介してノズル外周を流れる空気と混合して予混合気体が形成されるようになっている。
【０００５】
尚、図５及び図６中矢印は燃料と空気の流れを示す。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、最近、ガスタービン燃焼器においては、ガスタービンの高効率化によるタービン入口温度上昇に伴い、更なる低ＮＯＸ化が急務となっている。ところが、前述したような従来のマルチノズル形予混合式燃焼器にあっては、メイン燃料ノズル５の１本もしくはノズル孔５ａの１孔にも燃焼性に影響を受け、製作誤差のリスクが大きいことから、希薄燃焼による低ＮＯＸ化にも自ずと限界があった。
【０００７】
また、ノズル外筒７間もしくはノズル外筒７に付設された楕円延長管の間には、予混合気体の淀みが発生することから、フラッシュバック（逆火）が発生する虞もあった。
【０００８】
本発明は、前述した状況に鑑みてなされたもので、現状のマルチノズル形予混合式燃焼器より更なる低ＮＯＸ化とフラッシュバック耐性の向上が図れるガスタービン燃焼器を提供することを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
斯かる目的を達成するための本発明に係るガスタービン燃焼器は、燃焼器内筒の断面中央に配置されたパイロット燃焼器の外周に、円周方向に所定間隔離間して燃焼用空気を旋回し得る旋回翼を複数個配置し、該旋回翼の翼面に当該旋回翼内部に供給された少なくともメイン燃料を噴出し得るノズル孔を多数開口形成したことを特徴とする。
【００１０】
前記旋回翼内部に燃焼用空気が供給され、前記メイン燃料と混合された予混合気体が前記ノズル孔から噴出されることを特徴とする。
【００１１】
前記旋回翼の先端と前記パイロット燃焼器の先端とは略同一の長さ位置にあることを特徴とする。
【００１２】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係るガスタービン燃焼器を実施例により図面を用いて詳細に説明する。
【００１３】
［第１実施例］
図１は本発明の第１実施例を示すガスタービン燃焼器の要部斜視図、図２は同じくガスタービン燃焼器の要部背面図である。尚、燃焼器全体の構成は図６を参照して詳しい説明は省略する。
【００１４】
図１及び図２に示すように、燃焼器内筒１の断面中央に配置されてパイロット燃料ノズル（図６の符号２参照）からのパイロット燃料とパイロットスワラ（図６の符号３参照）からの燃焼用空気とが反応して拡散火炎を形成するコーン（パイロット燃焼器）４のストレート筒部４ａの外周に、円周方向に所定間隔離間して燃焼用空気を燃焼器内筒１の内面に沿って旋回し得る旋回翼１０が複数個（例えば８個）配置される。
【００１５】
前記旋回翼１０の内部には、空気供給管１１ａとガス供給管１１ｂとを介して燃焼用空気とメイン燃料ガスとがそれぞれ供給され、ここで形成された予混合気体が当該旋回翼１０の翼面に多数開口形成されたノズル孔１２より、例えばシャワーヘッド、フィルム空気のように噴出するようになっている。
【００１６】
このように旋回翼１０の翼面から予混合気体を多点噴射することにより、燃焼用空気とメイン燃料ガスとの混合が促進され、混合気体が均一に燃焼して局所的な高温部の発生が抑制されるので、現状のマルチノズル形予混合式燃焼器より更なる低ＮＯＸ化が図れる。また、前記旋回翼１０で生起されるスワール（旋回流）により火炎面でのガス濃度が均一になることから、燃焼振動も低減される。
【００１７】
さらに、現状のマルチノズル形予混合式燃焼器のようにノズル外筒７間もしくはノズル外筒７に付設された楕円延長管の間に発生する予混合気体の淀みがなく、流れが均一となるので、フラッシュバック（逆火）も抑制される。さらにまた、現状のマルチノズル形予混合式燃焼器では、メイン燃料ノズル５（図６参照）の１本もしくはノズル孔５ａ（図５参照）の１孔にも燃焼性に影響を受けてきたが、前述したように旋回翼１０の翼面から予混合気体を多点噴射することにより、製作誤差のリスクが低減され装置の信頼性が高い。
【００１８】
［第２実施例］
図３は本発明の第２実施例を示すガスタービン燃焼器の要部斜視図、図４は同じくガスタービン燃焼器の要部背面図である。
【００１９】
これは、先の実施例における旋回翼１０の長さを、コーン（パイロット燃焼器）４のテーパ筒部４ｂ先端まで延長した例であり、これによれば、先の実施例と同様の作用・効果に加えて、テーパ筒部４ｂの外周部における予混合気体の淀みがより一層なくなり、フラッシュバック（逆火）が確実に防止されるという利点が得られる。
【００２０】
尚、上記各実施例において、旋回翼１０の内部には、ガス供給管１１ｂを介してメイン燃料ガスだけが供給されて翼面のノズル孔１２から噴出するようにしても良い。また、本発明は上記各実施例に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で、ノズル孔１２の数や開口位置の変更等各種変更が可能であることはいうまでもない。
【００２１】
【発明の効果】
以上、実施例に基づいて詳細に説明したように、本発明の請求項１に係る発明は、燃焼器内筒の断面中央に配置されたパイロット燃焼器の外周に、円周方向に所定間隔離間して燃焼用空気を旋回し得る旋回翼を複数個配置し、該旋回翼の翼面に当該旋回翼内部に供給された少なくともメイン燃料を噴出し得るノズル孔を多数開口形成したので、現状のマルチノズル形予混合式燃焼器より更なる低ＮＯＸ化とフラッシュバック耐性の向上が図れる。
【００２２】
本発明の請求項２に係る発明は、前記旋回翼内部に燃焼用空気が供給され、前記メイン燃料と混合された予混合気体が前記ノズル孔から噴出されるので、燃焼用空気とメイン燃料ガスとの混合がより一層促進される。
【００２３】
本発明の請求項３に係る発明は、前記旋回翼の先端と前記パイロット燃焼器の先端とは略同一の長さ位置にあるので、パイロット燃焼器先端外周部における予混合気体の淀みがより一層なくなり、フラッシュバック（逆火）が確実に防止される。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１実施例を示すガスタービン燃焼器の要部斜視図である。
【図２】同じくガスタービン燃焼器の要部背面図である。
【図３】本発明の第２実施例を示すガスタービン燃焼器の要部斜視図である。
【図４】同じくガスタービン燃焼器の要部背面図である。
【図５】従来のメイン燃料ノズルの断面図である。
【図６】同じくマルチノズル形予混合式燃焼器の全体構成図である。
【符号の説明】
１ 燃焼器内筒
２ パイロット燃料ノズル
３ パイロットスワラ
４ コーン（パイロット燃焼器）
４ａ ストレート筒部
４ｂ テーパ筒部
１０ 旋回翼
１１ａ 空気供給管
１１ｂ ガス供給管
１２ ノズル孔[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a gas turbine combustor, and more particularly to a multi-nozzle premix combustor.
[0002]
[Prior art]
2. Description of the Related Art In a conventional gas turbine combustor, a diffusion combustion method in which only fuel is ejected from a nozzle and burned while diffusing fuel into surrounding air has been used in many cases. However, in recent years, the reduction of the thermal NO X in place of the diffusion combustion system has come to be used more favorable premixed combustion system. Here, the premixed combustion method refers to a method in which fuel and combustion air are mixed in advance, and are ejected from the same nozzle and burned. According to this combustion method, the fuel can be burned after being mixed with air in a lean state, so that the temperature of the flame can be easily lowered, which is advantageous in reducing NO X as compared with the diffusion combustion method.
[0003]
Conventionally, as such a premixed combustor, for example, as shown in FIG. 6, the pilot fuel from the pilot fuel nozzle 2 and the combustion air from the pilot swirler 3 are arranged at the center of the cross section of the combustor inner cylinder 1. Around a cone (pilot combustor) 4 which reacts to form a diffusion flame, a nozzle outer cylinder 7 for forming and ejecting a premixed gas of main fuel from a main fuel nozzle 5 and combustion air from a main swirler 6 is provided. 2. Description of the Related Art A multi-nozzle premixed combustor divided and arranged in a plurality is known.
[0004]
In the main fuel nozzle 5, as shown in FIG. 5, the fuel is jetted from a plurality of nozzle holes 5 a (about 1.0 mm) formed in the nozzle body wall surface and flows around the nozzle outer periphery via the main swirler 6. A premixed gas is formed by mixing with air.
[0005]
Note that arrows in FIGS. 5 and 6 indicate flows of fuel and air.
[0006]
[Problems to be solved by the invention]
Recently, in the gas turbine combustor, with the turbine inlet temperature increase due to higher efficiency of the gas turbine, a further low NO X reduction is urgently needed. However, in the conventional multi-nozzle premixed combustor as described above, even one of the main fuel nozzles 5 or one of the nozzle holes 5a is affected by the flammability, and the risk of manufacturing errors is large. since, there is a limit to lowering NO X reduction by lean combustion.
[0007]
In addition, since stagnation of the premixed gas occurs between the nozzle outer cylinders 7 or between the elliptical extension pipes attached to the nozzle outer cylinders 7, there is a possibility that flashback (flashback) may occur.
[0008]
The present invention has been made in view of the circumstances described above, aims to provide a gas turbine combustor can be improved further reduction NO X reduction and flashback resistance than the multi-nozzle type premixing combustor current And
[0009]
[Means for Solving the Problems]
A gas turbine combustor according to the present invention for achieving the above object has a structure in which combustion air is swirled around a pilot combustor arranged in the center of a cross section of a combustor inner cylinder at a predetermined interval in a circumferential direction. A plurality of swirling blades are provided, and a large number of nozzle holes capable of ejecting at least the main fuel supplied into the swirling blade are formed on the blade surface of the swirling blade.
[0010]
A combustion air is supplied into the swirler, and a premixed gas mixed with the main fuel is ejected from the nozzle hole.
[0011]
The tip of the swirler and the tip of the pilot combustor are substantially at the same length.
[0012]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, a gas turbine combustor according to the present invention will be described in detail using embodiments with reference to the drawings.
[0013]
[First embodiment]
FIG. 1 is a perspective view of a main part of a gas turbine combustor showing a first embodiment of the present invention, and FIG. 2 is a rear view of a main part of the gas turbine combustor. The detailed configuration of the entire combustor will be omitted with reference to FIG.
[0014]
As shown in FIGS. 1 and 2, the pilot fuel from the pilot fuel nozzle (see reference numeral 2 in FIG. 6) and the pilot fuel from the pilot swirler (see reference numeral 3 in FIG. 6) are arranged at the center of the cross section of the combustor inner cylinder 1. The combustion air reacts with the combustion air to form a diffusion flame on the outer periphery of the straight cylinder portion 4a of the cone (pilot combustor) 4 and at predetermined intervals in the circumferential direction with the combustion air on the inner surface of the combustor inner cylinder 1. A plurality (for example, eight) of the swirlers 10 that can turn along are arranged.
[0015]
The combustion air and the main fuel gas are supplied to the inside of the swirler 10 via an air supply pipe 11a and a gas supply pipe 11b, respectively. For example, a shower head or a film air is ejected from nozzle holes 12 formed in a large number on the surface.
[0016]
The multi-point injection of the premixed gas from the wing surface of the swirler 10 promotes the mixing of the combustion air and the main fuel gas, and the mixed gas is uniformly burned to locally generate a high-temperature portion. because There is inhibited, thereby the additional low NO X reduction than multi-nozzle type premixing combustor is. Further, since the gas concentration on the flame surface becomes uniform by the swirl (swirl flow) generated in the swirler 10, the combustion vibration is reduced.
[0017]
Furthermore, there is no stagnation of the premixed gas generated between the nozzle outer cylinders 7 or between the elliptical extension tubes attached to the nozzle outer cylinders 7 as in the current multi-nozzle premixed combustor, and the flow is uniform. Therefore, flashback (flashback) is also suppressed. Furthermore, in the current multi-nozzle premixed combustor, even one of the main fuel nozzles 5 (see FIG. 6) or one of the nozzle holes 5a (see FIG. 5) has been affected by the combustibility. As described above, the multi-point injection of the premixed gas from the blade surface of the swirler 10 reduces the risk of manufacturing errors and increases the reliability of the apparatus.
[0018]
[Second embodiment]
FIG. 3 is a perspective view of a main part of a gas turbine combustor showing a second embodiment of the present invention, and FIG. 4 is a rear view of a main part of the gas turbine combustor.
[0019]
This is an example in which the length of the swirler vane 10 in the previous embodiment is extended to the tip of the tapered cylindrical portion 4b of the cone (pilot combustor) 4. According to this, the same operation and effect as in the previous embodiment are obtained. In addition to the effect, there is an advantage that stagnation of the premixed gas at the outer peripheral portion of the tapered tubular portion 4b is further reduced, and flashback (flashback) is reliably prevented.
[0020]
In each of the above embodiments, only the main fuel gas may be supplied to the inside of the swirl vane 10 via the gas supply pipe 11b and ejected from the nozzle hole 12 on the blade surface. Further, the present invention is not limited to the above embodiments, and it goes without saying that various changes such as changing the number of nozzle holes 12 and the opening position can be made without departing from the spirit of the present invention.
[0021]
【The invention's effect】
As described above in detail with reference to the embodiment, the invention according to claim 1 of the present invention is characterized in that the pilot combustor arranged in the center of the cross section of the combustor inner cylinder has a circumferentially spaced predetermined interval. A plurality of swirlers capable of swirling the combustion air are arranged, and a large number of nozzle holes capable of ejecting at least the main fuel supplied inside the swirler are formed on the blade surface of the swirler. additional low NO X reduction than multi-nozzle type premixing combustor improvement of flashback resistance can be reduced.
[0022]
In the invention according to claim 2 of the present invention, the combustion air is supplied to the inside of the swirler, and the premixed gas mixed with the main fuel is ejected from the nozzle hole. Is further promoted.
[0023]
In the invention according to claim 3 of the present invention, the tip of the swirler and the tip of the pilot combustor are located at substantially the same length, so that the stagnation of the premixed gas at the outer periphery of the pilot combustor tip is further reduced. Flashback (flashback) is reliably prevented.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a perspective view of a main part of a gas turbine combustor showing a first embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a rear view of a main part of the gas turbine combustor.
FIG. 3 is a perspective view of a main part of a gas turbine combustor showing a second embodiment of the present invention.
FIG. 4 is a rear view of a main part of the gas turbine combustor.
FIG. 5 is a sectional view of a conventional main fuel nozzle.
FIG. 6 is an overall configuration diagram of a multi-nozzle premixed combustor.
[Explanation of symbols]
1 Combustor inner cylinder 2 Pilot fuel nozzle 3 Pilot swirler 4 cone (pilot combustor)
4a Straight tube portion 4b Tapered tube portion 10 Swirler 11a Air supply tube 11b Gas supply tube 12 Nozzle hole
