JP2004053209A

JP2004053209A - Gas turbine combustor

Info

Publication number: JP2004053209A
Application number: JP2002214342A
Authority: JP
Inventors: Kazuyuki Ito; 伊藤　和行; Isao Takehara; 竹原　勲
Original assignee: Hitachi Ltd
Current assignee: Hitachi Ltd
Priority date: 2002-07-23
Filing date: 2002-07-23
Publication date: 2004-02-19

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a gas turbine combustor adjusting an air flow rate for combustion in accordance with the atmospheric air temperature with a simple and inexpensive constitution, and flexibly adjusting the load without accompanying large output variation. <P>SOLUTION: This gas turbine combustor wherein a mixture gas prepared by mixing a compressed air from a compressor and a fuel is burnt, and the generated combustion gas is supplied to a turbine, comprises an inner cylinder 2 forming a combustion chamber 1 inside, an outer cylinder 3 covering an outer peripheral side of the inner cylinder 2 and forming a compressed air channel 4 between the inner cylinder 2 and the outer cylinder 3, a plurality of premixed fuel nozzles 7 for jetting the premixed fuel supplied into the combustion chamber 1, and an air flow rate adjusting means 20 detachably mounted from an outer side of the outer cylinder and discharging a part of the compressed air flowing in the compressed air channel 4 into the combustion chamber 1 in accordance with the atmospheric air. <P>COPYRIGHT: (C)2004,JPO

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービン燃焼器に係わり、特に、簡便かつ安価な構成で大気温度に応じて燃焼用空気流量を調整でき、大きな出力変動を伴わずに柔軟に負荷調整を行うことができるガスタービン燃焼器を提供することにある。
【０００２】
【従来の技術】
一般的に、ガスタービン燃焼器における燃焼方式には、いわゆる拡散燃焼方式と予混合燃焼方式とがある。
拡散燃焼方式とは、燃焼室内に燃料を直接供給して燃焼させる方式であり、予混合燃焼方式とは、予混合器内にて噴射した燃料を予め空気と混合した混合気を燃焼室に供給して燃焼させる方式である。
【０００３】
拡散燃焼方式にあっては、火炎の安定性に優れている反面、局所的な高温領域が形成され易く、大気汚染の原因となる窒素酸化物（以下、ＮＯｘと記載する）が発生し易い傾向がある。ガスタービン燃焼器において、燃料を燃焼させる際に発生するＮＯｘの排出量を低減させることは、地球環境保護の観点から極めて重要な課題となる。これに対し、予混合燃焼方式は、燃料を予め空気と混合して燃焼させることにより、火炎温度を下げることが可能となり、サーマルＮＯｘの低減に有効となる。このことから、予混合燃焼を主体としたガスタービン燃焼器に関して多くの提案がなされている。
【０００４】
予混合燃焼の安定性に関しては、ガスタービン燃焼器の全運用条件において失火や逆火が発生しないこと、また、ガスタービン設備が長期間健全に維持できる範囲に燃焼振動レベルを抑制することが最低限必要である。予混合燃焼の安定範囲に影響を及ぼす要因としては、燃空比（燃料と燃焼用空気との重量割合）、予混合気流速、予混合気温度等が挙げられるが、特に燃空比は最も直接的に安定性の指標になるもので、ガスタービン燃焼器の構造や運用方法を決定する際には、運転中の燃空比が安定範囲に余裕を持って入るように配慮される。
【０００５】
そのため、予混合燃焼方式においては、通常、予混合燃焼の安定範囲を維持しつつガスタービン負荷を上昇させるために、燃料系統を複数設けて、ガスタービン負荷の増大に応じて燃料を供給する系統数を順次増加させる方法が採られる場合が多い。また、予混合燃焼の安定範囲を維持する観点においては、燃料供給のみならず、燃焼用空気（圧縮機からの圧縮空気）流量を調整する場合もあり、この場合、ガスタービン負荷に連動する燃料流量と合わせて燃空比を調整できるという利点があり、より木目細かい燃空比の調整が可能となる。
【０００６】
このように燃焼用空気流量を調整する技術としては、例えば、特公平３−４５２８７公報や特許第３１９７１０１号公報等に記載のような予混合器へ供給する燃焼用空気の流路の開度を調節することにより直接的に燃焼用空気流量を調整するものや、例えば特開平５−５２１２５公報等に記載のように、燃焼用空気の一部を燃焼領域に供給する前に、燃焼反応に直接的に寄与しない燃焼室の下流域にバイパス（排出）する構成とし、この排出量を調整することにより燃焼用空気流量を調整するものが提唱されている。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
ガスタービン燃焼器において、地域や季節等によって大気温度が異なると、ガスタービン設備に流入する空気流量そのものが変動する。一般的に、ガスタービン設備に流入する空気流量は、大気温度の上昇にほぼ比例して減少する。例えば大気温度が−２０℃の条件と３０℃の条件とでは、ガスタービン設備に吸込まれる空気流量に約１６％の偏差が生じる。つまり、大気温度が−２０℃の場合、３０℃の場合よりも燃焼用空気が約１６％多くなる。
【０００８】
ここで、通常、ガスタービン設備においては、タービン出口の排気温度がほぼ一定となるよう供給燃料流量の制御を行っている。そのため、比較的大気温度が低い時には、燃焼用空気流量が増大することから、排気温度を維持するため供給燃料流量が増加する傾向がある。つまり、比較的大気温度が低い場合、ガスタービン出力が上昇する傾向にあるが、ガスタービン出力が年間を通してあまり大きく変動することは望ましくない。そのため、定格運転に達する前にガスタービン出力が所要最大出力（リミット）に達してしまい、結果的に部分負荷での運用となってしまう場合がある。
【０００９】
またここで、燃料系統を複数設ける場合、燃料を供給する系統数を変えるときには燃焼状態が一時的に変化するためにガスタービン出力が変動し易い。このため、ガスタービン負荷は、燃料を供給する系統数の切替えを伴わない範囲で調整できるようにすることが望ましい。ところが、部分負荷運用の場合には、燃料を供給する系統数を最も多くした時点における切替え負荷と所要最大出力との出力差が小さくなるため、大きな出力変動を伴わずに負荷調整できる範囲が狭くなってしまう。
【００１０】
それに対し、前述の各従来技術のように燃焼用空気流量を調整できる構成とすれば、比較的大気温度が燃焼用空気流量が増加しがちな場合であっても、燃焼用空気流量を低減させることができ、燃料流量が少なく低い負荷で燃料を供給する系統数を切替えていくことができるので、大きな出力変動を伴わずに負荷調整できる範囲をそれだけ拡大することができる。
【００１１】
しかしながら、上記した各従来技術においては、負荷に応じて燃焼用空気流量を制御する構成としているため、大掛かりな駆動機構や配管設備、また弁装置や制御機器等を要する。そのため、ガスタービン設備全体として構造が複雑化し、また高価なものとなってしまう。
【００１２】
本発明は、以上に鑑みてなされたものであり、その目的は、簡便かつ安価な構成で大気温度に応じて燃焼用空気流量を調整でき、大きな出力変動を伴わずに柔軟に負荷調整を行うことができるガスタービン燃焼器を提供することにある。
【００１３】
【課題を解決するための手段】
（１）上記目的を達成するために、本発明は、圧縮機からの圧縮空気と燃料とを混合した混合気を燃焼させ、発生させた燃焼ガスをタービンに供給するガスタービン燃焼器において、内部に燃焼室を形成する内筒と、前記内筒の外周側を覆うと共に、前記内筒との間に圧縮空気流路を形成する外筒と、前記燃焼室内に供給する予混合燃料を噴射する複数の予混合燃料ノズルと、これら複数の予混合燃料ノズルに接続し、負荷に応じてそれぞれ独立的に供給燃料の流量が制御される複数の燃料系統と、前記内筒の外壁に穿設した少なくとも１つの圧縮空気排出口と、前記外筒の外壁に穿設した少なくとも１つの取付用開口と、前記外筒に着脱可能に取付けられ、前記取付用開口を介して前記圧縮空気排出口に接続すると共に、大気温度に応じて前記圧縮空気流路を流れる圧縮空気の一部を前記圧縮空気排出口を介して前記燃焼室内に排出する燃焼用空気流量調整手段とを備える。
【００１４】
本発明においては、外筒及び内筒の間の圧縮空気流路を流れる圧縮空気の一部を、内筒に設けた圧縮空気排出口を介して燃焼室内に排出する燃焼用空気流量調整手段を設ける。この燃焼用空気流量調整手段は、外筒に対して着脱可能な構成であるため、排出する空気流量がそれぞれ異なるように構成したものを幾つか用意しておけば、大気温度によって燃焼用空気流量が変動しても、排出空気流量が適当量となるものを選択的に用いることで、大気温度に関わらず燃焼用空気流量を概ね一定に保つことができる。こうした燃焼用空気流量調整手段としては、例えば側壁が上記の圧縮空気流路に臨むように径方向に延設され、その側壁に圧縮空気取込口を穿設した筒状部材を用い、その圧縮空気取込口の開口面積の異なるものを幾つか用意しておけば、大気温度に応じた開口面積のものを取付けることにより燃焼用空気流量を年間を通して概ね一定に保つことができる。
【００１５】
このように、本発明は、燃焼用空気流量が調整可能な構成であるため、比較的大気温度が低く燃焼用空気流量が増加しがちな場合であっても、燃焼用空気流量の増加を抑制することができる。そのため、燃料流量が少なく低い負荷帯で燃料を供給する系統数を切替えていくことができるので、大きな出力変動を伴わずに負荷調整できる範囲をそれだけ拡大することができる。加えて、本発明によれば、燃焼用空気流量調整手段は、外筒に設けた取付用開口を介して内筒に設けた圧縮空気排出口に接続する構成であるため、外筒の外側から着脱することができる。従って、燃焼用空気流量調整手段を容易に交換することができ、かつ、大掛かりな駆動機構や配管設備、また弁装置や制御機器等を必要とせず、簡便かつ安価な構成とすることができる。
【００１６】
（２）上記（１）において、好ましくは、前記燃焼用空気流量調整手段は、側壁が前記圧縮空気流路に臨むように径方向に延設され、前記側壁に大気温度に応じた開口面積の圧縮空気取込口を少なくとも１つ穿設した略円筒状の部材である。
【００１７】
（３）上記（１）又は（２）において、また好ましくは、前記圧縮空気排出口は、前記取付用開口よりも燃焼ガスの流れ方向下流側に設けられ、前記燃焼用空気流量調整手段を前記圧縮空気排出口に接続するダクトを更に設ける。
【００１８】
（４）上記（１）乃至（３）のいずれか１つにおいて、また好ましくは、前記燃焼用空気流量調整手段を、前記外筒の周方向にほぼ等間隔に複数設ける。
【００１９】
（５）上記（１）乃至（３）のいずれか１つにおいて、また好ましくは、前記燃焼用空気流量調整手段を、前記外筒の外周における前記タービン側に複数設ける。
【００２０】
【発明の実施の形態】
以下、本発明のガスタービン燃焼器の実施の形態を図面を用いて説明する。
図１は本発明のガスタービン燃焼器の第１の実施の形態の全体構成を表す断面図である。この図１に示すガスタービン燃焼器は、圧縮機（図示せず）からの圧縮空気と燃料とを混合した混合気を燃焼させ、発生させた燃焼ガスをタービン（ガスタービン、図示せず）に供給するものであって、タービンの周囲に複数缶配置される。各ガスタービン燃焼器は、内部に燃焼室１を形成する内筒（燃焼室ライナ）２と、この内筒２の外周側を覆う外筒３とを備えている。これら内筒２及び外筒３の間の間隙は、圧縮機からの燃焼用空気（圧縮空気）を流す圧縮空気流路４を形成している。
【００２１】
ガスタービン燃焼器の上流側（図１中左側）端部には、先端が燃焼室１内に臨むようにガスタービン燃焼器のほぼ中心に設けた拡散燃料ノズル５を有する拡散燃焼バーナ６が設けられている。また、この拡散燃焼バーナ６の周囲には、燃焼室１内に供給する予混合燃料を噴射する予混合燃料ノズル７を備えた予混合燃焼バーナ８が複数設けられている。圧縮空気流路４を流れる燃焼用空気は、拡散燃焼バーナ６と予混合燃焼バーナ８に到達する。また、拡散燃料ノズル５及び予混合燃料ノズル７には、それぞれ燃料系統９，１０が接続している。
【００２２】
拡散燃焼バーナ６は、燃料系統９から供給された燃料を拡散燃料ノズル５を介して燃料室１内に直接噴射するものであって、この拡散燃料ノズル５から噴射された燃料は、旋回器１１により旋回させた燃焼用空気と混合され、点火装置（図示せず）により着火されて拡散燃焼火炎１２を形成する。一方、予混合燃焼バーナ８は、予混合燃料ノズル７から噴射した燃料を予混合器１３内で燃焼用空気と混合した後、保炎リング１４を介して燃焼領域に供給して燃焼させる。
【００２３】
ここで、その数量に特別な限定はないが、本実施の形態においては、例えば予混合燃料ノズル７を複数設ける構成とし、これら複数の予混合燃料ノズル７を周方向に複数（例えば４つ）の領域に区画する構成とする。即ち、仮に８つの予混合燃料ノズル７を設け４つの領域に区画する場合には、各領域に２つづつの予混合燃料ノズル７を有する予混合燃焼バーナ８が配置されることになる。そして、これら複数の領域には、それぞれ独立して接続する複数（上記の場合は４つ）の燃料系統１０が設けられ、各燃料系統１０は供給燃料の流量や遮断がそれぞれ独立して制御可能な構成となっている。
【００２４】
図２（ａ）に、拡散燃焼バーナ６用の燃料系統９及び予混合燃焼バーナ８用の各燃料系統１０の燃料供給パターンと、大気条件（大気温度）及びガスタービン出力とのそれぞれの相関関係を例示した。この図２（ａ）に示すように、ガスタービン負荷が増加すると、これに連動して拡散燃焼バーナ６及び予混合燃焼バーナ８へのトータルの供給燃料の流量が増加することになるが、燃料供給パターンは負荷帯により異なる。予混合燃焼バーナ８への供給燃料流量は、ガスタービン負荷の上昇に伴いステップ状に増大しているが、このステップ状の流量変化は、予混合燃焼バーナ８に燃料を供給する状態にある燃料系統１０の数を順次増加させることによるものである。即ち、拡散燃焼バーナ６の燃料噴射量の増加によりガスタービン負荷がある値まで上昇すると、燃料を噴射する上記領域を１つづつ増やしていく（新たな燃料系統１０に燃料を供給する）要領である。その際（新たな燃料系統１０に燃料を供給する際）、トータルの燃料噴射量が大きく変動しないよう、拡散燃焼バーナ６への燃料供給量を一時的に減少させる。
【００２５】
上記のように予混合燃焼バーナ８への供給燃料流量をステップ状に変化させる理由は、第一には、安定した予混合燃焼が達成できるよう各予混合燃焼バーナ８に投入する燃料流量の変化幅を小さくしたいためであり、第二には、予混合燃料を供給する燃料系統１０の数を切替える際、予混合燃料流量を安定な燃空比範囲に迅速に推移させる必要があるためである。そのため、予混合燃料においては、供給燃料流量を増加させる際、流量変化率が大きくなる。従って、結果的に、予混合燃料の流量を変化させる場合には、燃焼形態が大きく変化するため、出力変動が大きくなるのは避けられない。
【００２６】
また、図２（ａ）に示すように、大気温度が−２０℃の場合では、大気温度が３０℃の場合に比べて、燃料供給量の切替えが全体的に高負荷条件となった場合に行われている。これは、大気温度が低い程、圧縮機吸込み空気流量が増加することから、各予混合燃焼バーナ８の燃空比を安定燃焼範囲にするために、燃料を供給する予混合燃料系統１０の数が変わる負荷が高負荷側にシフトするためである。更に、同じガスタービン設備であっても、大気温度が低い程、定格運転での出力も増加する傾向にあるため、年間を通して最大出力をある値以下に抑える必要がある場合、大気温度が低いと部分負荷運用を余儀なくされる場合がある。
【００２７】
また、所要最大出力をＰｍａｘと設定すると、予混合燃料系統数の切替えが最も高負荷となるガスタービン出力（便宜上、以下において適宜、最高負荷切替出力と記載する）と所要最大出力Ｐｍａｘとの幅が、大きな負荷変動を伴わずにガスタービン負荷を調整できる範囲となる。ところが、図２（ａ）に示すように、大気温度が−２０℃の場合の最高負荷切替出力Ｐ２は、大気温度が３０℃の場合の最高負荷切替出力Ｐ１に比べて高くなり、それだけ大きな負荷変動を伴わずにガスタービン負荷を調整できる範囲が狭くなるため、周辺環境における電力消費量の変動への対応の柔軟性が低下してしまう場合があり、運用上望ましくない。
【００２８】
本実施の形態の最も大きな特徴は、上記の事象に対処するために、燃焼用空気流量調整手段２０を着脱可能に設けたことにある。この燃焼用空気調整手段２０は、外筒３を介して取付けられ、図１に示すように、圧縮空気流路４に臨むように設けられている。この燃焼用空気流量調整手段２０は、圧縮空気流路４を流れる燃焼用空気の一部を抽気して燃焼室１内に排出することで、拡散燃焼バーナ６や予混合燃焼バーナ８への燃焼用空気を減少させるものであり、燃焼室１への空気排出量により燃焼に寄与する燃焼用空気流量を調整するようになっている。従って、燃焼用空気流量調整手段２０は、燃焼室１内上流側に形成される燃焼領域から下流側に離間するような位置に設けることが好ましい。
【００２９】
図３は、燃焼用空気流量調整手段２０近傍の詳細構造を表す拡大断面図である。この図３に示すように、本実施の形態においては、燃焼用空気流量調整手段２０は略円筒状の部材により構成されているが、必ずしもこの形状に限定されるものではなく、角筒形状等であっても良い。また、内筒２の外壁には圧縮空気排出口２１が、外筒３の外壁には圧縮空気排出口２１に対向するように取付用開口２２がそれぞれ穿設されている。圧縮空気排出口２１には、内筒２の外周側に位置するよう、カラー２３を挟持したフランジ２４ａを有する管２４が設けられている。また、取付用開口２２には、外筒３の外周側に位置するよう、取付座２５が設けられている。上記の燃焼用空気流量調整手段２０には、取付用フランジ２６が取付けられている。燃焼用空気流量調整手段２０と取付用フランジ２６との接合方法は、特に限定されるものではないが、例えば溶接やボルト締結、或いはピン止め等が考えられる。
【００３０】
燃焼用空気流量調整手段２０は、外筒３の外部から取付用開口２２を介してカラー２３に嵌合され、これによりカラー２３及び管２４を介して圧縮空気排出口２１に接続し、取付用フランジ２６を上記取付座２５にボルト締結することにより、固定されるようになっている。このとき、上記カラー２３は、軸方向及び周方向への若干の移動を可能とするのが望ましく、これにより、燃焼用空気流量調整手段２０の熱伸びや加工のバラツキを許容することができる。また、カラー２３と燃焼用空気流量調整手段２０との接触面には耐磨耗処理をするのが望ましい。また、燃焼用空気流量調整手段２０の固定には、取付用フランジ２６を介したボルト締結を採用したが、これに限られず、例えばピンによる固定方法であっても良いし、ネジ加工を適宜施し、燃焼用空気流量調整手段２０をねじ込む方式の固定方法であっても構わない。
【００３１】
ここで、燃焼用空気流量調整手段２０は、その側壁に圧縮空気取込口２７が少なくとも１つ（この例では４つ）穿設されており、図３に示すように、この圧縮空気取込口２７を有する側壁が圧縮空気流路４に臨むように径方向に延設された状態で取付けられている。これにより、圧縮空気流路４を流れる燃焼用空気の一部が圧縮空気取込口２７を介して燃焼用空気流量調整手段２０内に取込まれ、圧縮空気排出口２１を介して燃焼室１内に排出されるようになっている。即ち、圧縮空気取込口２７の開口面積の異なる燃焼用空気流量調整手段２０を複数用意しておき、大気温度に応じて選択した燃焼用空気流量調整手段２０を外筒３に取付けることにより、燃焼用空気流量が調整可能な構成となっている。
【００３２】
なお、圧縮空気流路４の燃焼用空気が全て拡散燃焼バーナ６や予混合燃焼バーナ８に供給されても良いような場合には、圧縮空気排出口２１から燃焼用空気の一部を排出する必要がないので、例えば圧縮空気取込口２７のない燃焼用空気流量調整手段２０を別途用意して取付ければ足りる。
【００３３】
以上の構成の燃焼用空気流量調整手段２０を設けることにより、圧縮空気流路４を流れる燃焼用空気の一部は、燃焼用空気流量調整手段２０の圧縮空気取込口２７を通過して燃焼室１の内部に流入する。燃焼用空気流量調整手段２０は、主要な燃焼反応領域から下流側に離れた位置に配置されるから、流入した圧縮空気は、実質的に燃焼には寄与しない。従って、燃焼用空気流量調整手段２０に穿設した圧縮空気取込口２７の開口面積が大きい程（即ち、開口面積の大きな圧縮空気取込口２７を有する燃焼用空気流量調整手段２０を取付ければ）、その分だけ主要な燃焼反応領域に供給される燃焼用空気量を減少させ、燃空比を増加させることができる。そのため、大気温度に応じて開口面積の異なる燃焼用空気流量調整手段２０を外筒３に取付けることにより、燃焼用空気流量を調整することができる。
【００３４】
図２（ｂ）に、圧縮空気取込口２７の開口面積が比較的大きい燃焼用空気流量調整手段２０を取付けた場合における拡散燃焼バーナ６用の燃料系統９及び予混合燃焼バーナ８用の各燃料系統１０の燃料供給パターンと、大気条件（大気温度）及びガスタービン出力とのそれぞれの相関関係を例示した。この図２（ｂ）に示すように、燃焼用空気流量調整手段２０によって、燃焼室１の燃焼反応に寄与しない領域に、予め燃焼用空気を比較的多く排出しておくことで、燃焼反応に用いられる燃焼用空気量を減少させることができる結果、先の図２（ａ）に示した場合と比較して、燃焼を供給する予混合燃料系統１０の数が変る負荷を低負荷側にシフトさせることができる。従って、出力変動を大きくせずに運用負荷を調整できる範囲をそれだけ拡大させることができる。即ち、例えば冬期間等、比較的大気温度が低い場合でも、それに応じた開口面積の圧縮空気取込口２７を有する燃焼用空気流量調整手段２０に交換することにより、大気温度に関わらず年間を通して燃焼用空気流量を概ね一定に保つことができる。これにより、ガスタービン設備の運用を安定化させることができ、また、周辺環境における電力消費量の変動等にも柔軟に対応できるようになる。
【００３５】
またそれに加えて、本実施の形態によれば、燃焼用空気流量調整手段２０は、外筒３に設けた取付用開口２２を介して内筒２に設けた圧縮空気排出口２１に接続する構成であるため、外筒３の外側から着脱し容易に交換することができる。即ち、従来のように、ガスタービン負荷を検出し、それに応じて圧縮空気流路の開口面積を制御するような場合に比べ、大掛かりな駆動機構や配管設備、また弁装置や制御機器等を必要とせず、簡便かつ安価な構成とすることができる。
【００３６】
本発明のガスタービン燃焼器の第２の実施の形態を図４を用いて説明する。
図４は、本実施の形態における燃焼用空気流量調整手段２０近傍の詳細構造を表す拡大断面図であって、先の図３に対応する図である。但し、この図４において、図３と同様の部分及び同様と見なせる部分には同符号を付し説明を省略する。図４に示すように、本実施の形態と、先の第１の実施の形態との異なる点は、圧縮空気排出口２１に上記管２４を直接接続せずに、管２４と圧縮空気排出口２１とをダクト３０を介して接続した点である。このダクト３０は、管２４から内筒２の下流側に延設した後に圧縮空気排出口２１に接続するものであって、この点を除く形状は特に限定されるものではない。本実施の形態における他の構成は、第１の実施の形態と同様である。
【００３７】
前述のように、燃焼用空気流量調整手段２０は、排出する圧縮空気が主要な燃焼反応領域に混入しないようなるべく下流側に配置することが望ましい。ところが、ガスタービン燃焼器は、圧縮機（又はタービン）のケーシングの外周に設けられるのが通常であって、図１に示すように、圧縮機（又はタービン）のケーシングとの取付部材等の配置によっては、燃焼用空気流量調整手段２０を十分に下流側に設けることが構成的に難しい場合もある。そこで、本実施の形態においては、ダクト３０を設けることにより、燃焼用空気流量調整手段２０が十分な下流側位置に設けられない場合であっても、ダクト３０を介して圧縮空気を下流側に導き、所望の下流側位置に設けた圧縮空気排出口２１を介して燃焼室１内に排出させる構成とすることができる。これにより、燃焼用空気流量調整手段２０を通過する燃焼用空気を、主要な燃焼反応領域から下流側に離れた位置に確実に排出できる。また、本実施の形態においても、第１の実施の形態と同様の効果を得ることは言うまでもない。
【００３８】
本発明のガスタービン燃焼器の第３の実施の形態を図５及び図６を用いて説明する。
図５は本発明のガスタービン燃焼器の第３の実施の形態の全体構成を表す断面図、図６は図５中ＶＩ−ＶＩ断面による断面図である。但し、これら図５及び図６において、先の各図と同様の部分及び同様と見なせる部分には同符号を付し説明を省略する。
【００３９】
燃焼用空気流量調整手段２０は、第１の実施の形態のように、燃料系統を複数有するガスタービン燃焼器であれば、その態様に関わらず適用可能である。本実施の形態のガスタービン燃焼器は、図１のガスタービン燃焼器と同様、拡散燃焼バーナ６の周囲に予混合燃焼バーナ８を複数配置したものであるが、予混合燃焼バーナ８の態様が異なり、安定した予混合燃焼を達成する手段として、保炎リング１４（図１参照）に代えて旋回器３１を予混合燃料ノズル７の上流側に設け、この旋回器３１からの燃焼用空気により予混合燃料ノズル７の後流に循環渦を形成するようになっている。
【００４０】
また、各予混合燃焼バーナ８への燃料供給パターンは、図２（ａ）及び図２（ｂ）と同様である。即ち、図６に示すように、本実施の形態においては、予混合燃焼バーナ８を８つ設けているが、第１の実施の形態と同様、２本づつを１つの領域にまとめ、計４つの領域にそれぞれ独立して接続する燃料系統１０を４つ設ける構成として、これら各燃焼系統１０を独立的に制御する構成となっている。
【００４１】
燃焼用空気流量調整手段２０の数量及び配置については、必ずしも次に限定されるものではなく、少なくとも１つ設ける構成とすれば本発明の本質的効果を得ることは可能であるが、本実施の形態においては、例として周方向にほぼ等間隔に４つ配置する構成とする。燃焼用空気流量調整手段２０の構成については、図３及び図４に示したもののいずれでも構わない。
【００４２】
本実施の形態においても、第１及び第２の実施の形態と同様の効果を得ることができると共に、燃焼用空気流量調整手段２０を通過して燃焼室に流入する燃焼用空気の流量が大きい場合には、燃焼室１内に周方向から等間隔で噴出する空気噴流により燃焼ガスが混合されるので、ガスタービン燃焼器出口（下流側端部）における燃焼ガス温度が局所的に高くなるポテンシャルの軽減にも効果的に寄与する。これにより、後流のタービンのタービン翼に及ぼす負担を低減できるメリットが得られる。
【００４３】
本発明のガスタービン燃焼器の第４の実施の形態を図７を用いて説明する。
図７は本発明のガスタービン燃焼器の第４の実施の形態の全体構成を表す断面図であって、図６に対応する図である。但し、この図７において、図６と同様の部分及び同様と見なせる部分には同符号を付し説明を省略する。この図７に示すように、本実施の形態は、燃焼用空気流量調整手段２０の周方向の配置が異なる点を除いて図６に示した第３の実施の形態と同様の構成である。本実施の形態においては、燃焼用空気流量調整手段２０を、外筒３におけるいわゆる腹側（圧縮機やタービン側）に複数（この例では３つ）配置してある。
【００４４】
本実施の形態においても、勿論、第１の実施の形態と同様の効果を得ることができる。これに加えて、本実施の形態においては、後流のタービンのロータ側に直接的に供給される内周側の燃焼ガスに圧縮空気を混合することにより、タービンロータ側に干渉する燃焼ガス温度を低下させることができる。これにより、タービンロータの熱負荷を抑制する効果が得られる。本実施の形態は、燃焼用空気流量調整手段２０を通過して燃焼室１に流入する燃焼用空気の流量が比較的小さい場合でも、ロータ側の燃焼ガス温度を低減させタービンロータの加熱を効果的に防止することができ、タービンロータに及ぼす負担を低減できるというメリットが得られる。
【００４５】
【発明の効果】
本発明によれば、燃焼用空気流量調整手段を設けることで、主要な燃焼領域における燃焼用空気流量を調整することができる。これにより、例えば、冬期間等のように大気温度が低く、圧縮機吸込み空気流量が増加して所要最大出力が部分負荷の状態となるような場合であっても、燃料系統数が変る最大負荷を低減することができ、出力変動が少ない運用負荷領域を拡大させることができる。しかも、燃焼用空気流量調整手段は、外筒の外側から着脱することができ、所望の空気排出量となる燃焼用空気流量調整手段と容易に交換することができ、大掛かりな駆動機構や配管設備、また弁装置や制御機器等を必要とせず、簡便かつ安価な構成とすることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のガスタービン燃焼器の第１の実施の形態の全体構成を表す断面図である。
【図２】拡散燃焼バーナ用の燃料系統及び予混合燃焼バーナ用の各燃料系統の燃料供給パターンと、大気条件（大気温度）及びガスタービン出力とのそれぞれの相関関係を表す図である。
【図３】本発明のガスタービン燃焼器の第１の実施の形態に備えられた燃焼用空気流量調整手段近傍の詳細構造を表す拡大断面図である。
【図４】本発明のガスタービン燃焼器の第２の実施の形態に備えられた燃焼用空気流量調整手段近傍の詳細構造を表す拡大断面図である。
【図５】本発明のガスタービン燃焼器の第３の実施の形態の全体構成を表す断面図である。
【図６】図５中ＶＩ−ＶＩ断面による断面図である。
【図７】本発明のガスタービン燃焼器の第４の実施の形態の全体構成を表す断面図である。
【符号の説明】
１　　　燃焼室
２　　　内筒
３　　　外筒
４　　　圧縮空気流路
７　　　予混合燃料ノズル
１０　　燃料系統
２０　　燃焼用空気流量調整手段
２１　　圧縮空気排出口
２２　　取付用開口
２７　　圧縮空気取込口
３０　　ダクト[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a gas turbine combustor, and more particularly, to a gas turbine capable of adjusting a combustion air flow rate in accordance with an atmospheric temperature with a simple and inexpensive configuration and capable of flexibly adjusting a load without a large output fluctuation. It is to provide a combustor.
[0002]
[Prior art]
Generally, there are a so-called diffusion combustion system and a premix combustion system as combustion systems in a gas turbine combustor.
The diffusion combustion method is a method in which fuel is directly supplied into a combustion chamber to burn it, and the premix combustion method is a method in which a fuel-air mixture obtained by previously mixing fuel injected in a premixer with air is supplied to the combustion chamber. It is a method of burning.
[0003]
In the diffusion combustion method, although the flame stability is excellent, a local high-temperature region is easily formed, and nitrogen oxides (hereinafter referred to as NOx) which cause air pollution tend to be generated. There is. In a gas turbine combustor, reducing the emission amount of NOx generated when burning fuel is an extremely important issue from the viewpoint of global environmental protection. On the other hand, in the premixed combustion system, it is possible to lower the flame temperature by mixing the fuel with air in advance and burn it, which is effective in reducing thermal NOx. For this reason, many proposals have been made for gas turbine combustors mainly based on premixed combustion.
[0004]
Regarding the stability of premixed combustion, it is necessary to ensure that no misfire or flashback occurs under all operating conditions of the gas turbine combustor, and that the combustion vibration level be kept within a range where the gas turbine equipment can be kept healthy for a long time. Required. Factors affecting the stable range of premixed combustion include the fuel-air ratio (weight ratio between fuel and combustion air), premixed gas flow rate, premixed gas temperature, etc. It is a direct indicator of stability, and when deciding the structure and operating method of a gas turbine combustor, care is taken to ensure that the fuel-to-air ratio during operation enters the stable range with a margin.
[0005]
Therefore, in the premixed combustion system, usually, a plurality of fuel systems are provided to increase the gas turbine load while maintaining a stable range of the premixed combustion, and a system for supplying fuel according to the increase in the gas turbine load. In many cases, a method of sequentially increasing the number is adopted. In addition, from the viewpoint of maintaining the stable range of the premixed combustion, not only the fuel supply but also the flow rate of combustion air (compressed air from the compressor) may be adjusted. There is an advantage that the fuel-air ratio can be adjusted in accordance with the flow rate, and it is possible to finely adjust the fuel-air ratio.
[0006]
As a technique for adjusting the flow rate of combustion air as described above, for example, the opening degree of a flow path of combustion air supplied to a premixer as described in Japanese Patent Publication No. 3-45287 or Japanese Patent No. 3197101 is disclosed. One that directly adjusts the flow rate of combustion air by adjusting it, or one that directly controls the combustion reaction before supplying a portion of the combustion air to the combustion region as described in, for example, Japanese Patent Application Laid-Open No. 5-52125. It has been proposed to bypass (discharge) the downstream region of the combustion chamber which does not contribute to the environment, and to adjust the amount of combustion air by adjusting the amount of discharge.
[0007]
[Problems to be solved by the invention]
In a gas turbine combustor, if the atmospheric temperature varies depending on the region, season, or the like, the flow rate of the air flowing into the gas turbine equipment itself varies. Generally, the flow rate of air flowing into a gas turbine facility decreases almost in proportion to an increase in atmospheric temperature. For example, under the condition that the ambient temperature is −20 ° C. and the condition that the ambient temperature is 30 ° C., a deviation of about 16% occurs in the flow rate of the air sucked into the gas turbine equipment. That is, when the ambient temperature is −20 ° C., the combustion air is increased by about 16% as compared with the case where the ambient temperature is 30 ° C.
[0008]
Here, in the gas turbine equipment, usually, the flow rate of the supplied fuel is controlled so that the exhaust gas temperature at the turbine outlet becomes substantially constant. Therefore, when the atmospheric temperature is relatively low, the flow rate of combustion air increases, and the flow rate of supplied fuel tends to increase in order to maintain the exhaust temperature. That is, when the atmospheric temperature is relatively low, the gas turbine output tends to increase, but it is not desirable that the gas turbine output fluctuate too much throughout the year. Therefore, the gas turbine output may reach the required maximum output (limit) before reaching the rated operation, and as a result, the operation may be performed with a partial load.
[0009]
Further, when a plurality of fuel systems are provided, when the number of fuel supply systems is changed, the combustion state temporarily changes, so that the gas turbine output is likely to fluctuate. For this reason, it is desirable that the gas turbine load can be adjusted within a range that does not involve switching of the number of fuel supply systems. However, in the case of partial load operation, since the output difference between the switching load and the required maximum output at the time when the number of systems supplying the fuel is the largest is small, the range in which the load can be adjusted without large output fluctuation is narrow. turn into.
[0010]
On the other hand, if the configuration is such that the combustion air flow rate can be adjusted as in each of the above-described prior arts, the combustion air flow rate can be reduced even if the combustion air flow rate tends to increase relatively at the atmospheric temperature. Since the number of systems for supplying fuel at a low load with a small fuel flow rate can be switched, the range in which the load can be adjusted without a large output fluctuation can be expanded accordingly.
[0011]
However, in each of the above-described prior arts, since the configuration is such that the combustion air flow rate is controlled according to the load, a large-scale drive mechanism, piping equipment, a valve device, a control device, and the like are required. For this reason, the structure of the entire gas turbine facility becomes complicated and expensive.
[0012]
The present invention has been made in view of the above, and an object of the present invention is to provide a simple and inexpensive configuration that can adjust the flow rate of combustion air in accordance with the atmospheric temperature, and flexibly adjust the load without large output fluctuations. It is an object of the present invention to provide a gas turbine combustor.
[0013]
[Means for Solving the Problems]
(1) In order to achieve the above object, the present invention provides a gas turbine combustor which burns an air-fuel mixture obtained by mixing compressed air and fuel from a compressor and supplies the generated combustion gas to a turbine. An inner cylinder forming a combustion chamber, an outer cylinder covering an outer peripheral side of the inner cylinder, and forming a compressed air flow passage between the inner cylinder and the inner cylinder, and injecting premixed fuel supplied to the combustion chamber. A plurality of premixed fuel nozzles, a plurality of fuel systems connected to the plurality of premixed fuel nozzles, and each of which independently controls the flow rate of the supplied fuel according to the load, and a plurality of fuel systems are provided on the outer wall of the inner cylinder. At least one compressed air outlet, at least one mounting opening drilled in the outer wall of the outer cylinder, and detachably mounted on the outer cylinder, connected to the compressed air outlet through the mounting opening. And depending on the ambient temperature The part of the compressed air flowing through the serial compressed air flow path through the compressed air outlet and a combustion air flow rate adjusting means for discharging into the combustion chamber.
[0014]
In the present invention, the combustion air flow rate adjusting means for discharging a part of the compressed air flowing through the compressed air flow path between the outer cylinder and the inner cylinder into the combustion chamber through a compressed air discharge port provided in the inner cylinder is provided. Provide. Since the combustion air flow rate adjusting means is configured to be detachable from the outer cylinder, if several air flow rates to be discharged are prepared, the combustion air flow rate adjusting means may be varied depending on the atmospheric temperature. Even if the air temperature fluctuates, the air flow rate for combustion can be kept substantially constant irrespective of the atmospheric temperature by selectively using an air flow rate that provides an appropriate amount of exhaust air flow rate. As such a combustion air flow rate adjusting means, for example, a cylindrical member having a side wall extending in a radial direction so as to face the above-described compressed air flow path and having a compressed air intake port formed in the side wall is used. If several air intake ports having different opening areas are prepared, the air flow rate for combustion can be kept substantially constant throughout the year by installing one having an opening area corresponding to the atmospheric temperature.
[0015]
As described above, since the present invention has a configuration in which the combustion air flow rate can be adjusted, even when the atmospheric air temperature is relatively low and the combustion air flow rate tends to increase, the increase in the combustion air flow rate is suppressed. can do. Therefore, the number of systems for supplying fuel in a low load zone with a small fuel flow rate can be switched, and the range in which the load can be adjusted without a large output fluctuation can be expanded accordingly. In addition, according to the present invention, since the combustion air flow rate adjusting means is configured to be connected to the compressed air discharge port provided in the inner cylinder via the mounting opening provided in the outer cylinder, Can be detached. Therefore, the combustion air flow rate adjusting means can be easily replaced, and a simple and inexpensive configuration can be achieved without requiring a large-scale drive mechanism, piping equipment, a valve device, a control device, and the like.
[0016]
(2) In the above (1), preferably, the combustion air flow rate adjusting means extends radially so that a side wall faces the compressed air flow path, and the side wall has an opening area corresponding to an atmospheric temperature. It is a substantially cylindrical member having at least one compressed air intake port.
[0017]
(3) In the above (1) or (2), preferably, the compressed air discharge port is provided downstream of the mounting opening in the flow direction of the combustion gas, and There is further provided a duct connected to the compressed air outlet.
[0018]
(4) In any one of the above (1) to (3), preferably, a plurality of the combustion air flow rate adjusting means are provided at substantially equal intervals in a circumferential direction of the outer cylinder.
[0019]
(5) In any one of the above (1) to (3), preferably, a plurality of the combustion air flow rate adjusting means are provided on the turbine side on the outer periphery of the outer cylinder.
[0020]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, embodiments of a gas turbine combustor according to the present invention will be described with reference to the drawings.
FIG. 1 is a cross-sectional view illustrating the entire configuration of the first embodiment of the gas turbine combustor of the present invention. The gas turbine combustor shown in FIG. 1 burns an air-fuel mixture obtained by mixing compressed air and fuel from a compressor (not shown), and generates the generated combustion gas into a turbine (gas turbine, not shown). A plurality of cans are provided around the turbine. Each gas turbine combustor includes an inner cylinder (combustion chamber liner) 2 that forms a combustion chamber 1 inside, and an outer cylinder 3 that covers the outer peripheral side of the inner cylinder 2. The gap between the inner cylinder 2 and the outer cylinder 3 forms a compressed air flow path 4 through which combustion air (compressed air) from the compressor flows.
[0021]
At the upstream (left side in FIG. 1) end of the gas turbine combustor, there is provided a diffusion combustion burner 6 having a diffusion fuel nozzle 5 provided substantially at the center of the gas turbine combustor such that the front end faces into the combustion chamber 1. Have been. Around the diffusion combustion burner 6, a plurality of premix combustion burners 8 each having a premix fuel nozzle 7 for injecting the premix fuel supplied into the combustion chamber 1 are provided. The combustion air flowing through the compressed air flow path 4 reaches a diffusion combustion burner 6 and a premix combustion burner 8. Further, fuel systems 9 and 10 are connected to the diffusion fuel nozzle 5 and the premixed fuel nozzle 7, respectively.
[0022]
The diffusion combustion burner 6 directly injects the fuel supplied from the fuel system 9 into the fuel chamber 1 through the diffusion fuel nozzle 5, and the fuel injected from the diffusion fuel nozzle 5 is supplied to the swirler 11. The air is mixed with the combustion air swirled by the above, and is ignited by an ignition device (not shown) to form a diffusion combustion flame 12. On the other hand, the premixed combustion burner 8 mixes the fuel injected from the premixed fuel nozzle 7 with the combustion air in the premixer 13, and then supplies the fuel to the combustion area via the flame holding ring 14 for combustion.
[0023]
Here, the number is not particularly limited, but in the present embodiment, for example, a plurality of premixed fuel nozzles 7 are provided, and the plurality of premixed fuel nozzles 7 are provided in the circumferential direction (for example, four). Is configured to be divided into regions. That is, if eight premixed fuel nozzles 7 are provided and divided into four regions, a premixed combustion burner 8 having two premixed fuel nozzles 7 in each region is arranged. A plurality (four in the above case) of fuel systems 10 that are independently connected to each other are provided in these plurality of regions, and each fuel system 10 can independently control the flow rate and cutoff of supplied fuel. Configuration.
[0024]
FIG. 2A shows the correlation between the fuel supply pattern of the fuel system 9 for the diffusion combustion burner 6 and the fuel supply pattern 10 of each fuel system 10 for the premix combustion burner 8, and the atmospheric conditions (atmospheric temperature) and the gas turbine output. Was exemplified. As shown in FIG. 2A, when the load of the gas turbine increases, the total flow rate of the fuel supplied to the diffusion combustion burner 6 and the premix combustion burner 8 increases in conjunction with the increase in the gas turbine load. The supply pattern differs depending on the load zone. The flow rate of fuel supplied to the premixed combustion burner 8 increases stepwise with an increase in the load of the gas turbine. This is because the number of the systems 10 is sequentially increased. That is, when the gas turbine load rises to a certain value due to an increase in the fuel injection amount of the diffusion combustion burner 6, the above-mentioned areas for injecting fuel are increased one by one (supplying fuel to the new fuel system 10). is there. At this time (when supplying fuel to the new fuel system 10), the fuel supply amount to the diffusion combustion burner 6 is temporarily reduced so that the total fuel injection amount does not greatly change.
[0025]
The reason why the flow rate of the fuel supplied to the premixed combustion burner 8 is changed in a step-like manner as described above is, firstly, the change in the flow rate of the fuel supplied to each premixed combustion burner 8 so that stable premixed combustion can be achieved. Secondly, when switching the number of fuel systems 10 that supply the premixed fuel, it is necessary to quickly change the premixed fuel flow rate to a stable fuel-air ratio range. . Therefore, in the premixed fuel, when the supply fuel flow rate is increased, the flow rate change rate increases. Therefore, as a result, when the flow rate of the premixed fuel is changed, the combustion form changes greatly, so that it is inevitable that the output fluctuation increases.
[0026]
Also, as shown in FIG. 2A, when the atmospheric temperature is −20 ° C., the switching of the fuel supply amount is generally performed under a high load condition as compared with the case where the atmospheric temperature is 30 ° C. Is being done. This is because the lower the ambient temperature, the greater the compressor intake air flow rate. Therefore, the number of the premixed fuel systems 10 for supplying fuel is set so that the fuel-air ratio of each premixed combustion burner 8 is in a stable combustion range. This is because the load at which the load changes changes to the higher load side. Furthermore, even with the same gas turbine equipment, the output at rated operation tends to increase as the air temperature is lower.Therefore, when it is necessary to suppress the maximum output to a certain value or less throughout the year, if the air temperature is low, Partial load operation may be required.
[0027]
Further, if the required maximum output is set to Pmax, the width of the gas turbine output at which switching of the number of premixed fuel systems becomes the highest load (for convenience, hereinafter, appropriately described as the maximum load switching output) and the required maximum output Pmax. However, this is a range in which the gas turbine load can be adjusted without large load fluctuation. However, as shown in FIG. 2A, the maximum load switching output P2 when the atmospheric temperature is −20 ° C. is higher than the maximum load switching output P1 when the atmospheric temperature is 30 ° C. Since the range in which the gas turbine load can be adjusted without fluctuations is narrowed, flexibility in responding to fluctuations in power consumption in the surrounding environment may be reduced, which is not desirable in operation.
[0028]
The most significant feature of the present embodiment is that the combustion air flow rate adjusting means 20 is detachably provided in order to cope with the above-described event. The combustion air adjusting means 20 is attached via the outer cylinder 3 and is provided so as to face the compressed air flow path 4 as shown in FIG. The combustion air flow rate adjusting means 20 extracts a part of the combustion air flowing through the compressed air flow path 4 and discharges the extracted combustion air into the combustion chamber 1 to burn the diffusion combustion burner 6 and the premix combustion burner 8. The amount of air for combustion is reduced, and the flow rate of air for combustion that contributes to combustion is adjusted by the amount of air discharged to the combustion chamber 1. Therefore, it is preferable that the combustion air flow rate adjusting means 20 is provided at a position separated from the combustion area formed on the upstream side in the combustion chamber 1 on the downstream side.
[0029]
FIG. 3 is an enlarged sectional view showing a detailed structure near the combustion air flow rate adjusting means 20. As shown in FIG. 3, in this embodiment, the combustion air flow rate adjusting means 20 is constituted by a substantially cylindrical member. However, the present invention is not necessarily limited to this shape. It may be. A compressed air outlet 21 is formed in the outer wall of the inner tube 2, and a mounting opening 22 is formed in the outer wall of the outer tube 3 so as to face the compressed air outlet 21. The compressed air discharge port 21 is provided with a tube 24 having a flange 24a that sandwiches the collar 23 so as to be located on the outer peripheral side of the inner cylinder 2. A mounting seat 25 is provided in the mounting opening 22 so as to be located on the outer peripheral side of the outer cylinder 3. A mounting flange 26 is mounted on the combustion air flow rate adjusting means 20. The method of joining the combustion air flow rate adjusting means 20 and the mounting flange 26 is not particularly limited, but for example, welding, bolting, or pinning may be used.
[0030]
The combustion air flow rate adjusting means 20 is fitted to the collar 23 from the outside of the outer cylinder 3 via the mounting opening 22, whereby the combustion air flow rate adjusting means 20 is connected to the compressed air discharge port 21 via the collar 23 and the pipe 24. The flange 26 is fixed to the mounting seat 25 by bolting. At this time, it is desirable that the collar 23 be able to slightly move in the axial direction and the circumferential direction, thereby allowing thermal expansion of the combustion air flow rate adjusting means 20 and variations in processing. Further, it is desirable that the contact surface between the collar 23 and the combustion air flow rate adjusting means 20 be subjected to a wear-resistant treatment. Further, the fixing of the combustion air flow rate adjusting means 20 is performed by bolting via the mounting flange 26, but is not limited to this. For example, a fixing method using a pin may be used, or screw processing may be appropriately performed. Alternatively, a fixing method in which the combustion air flow rate adjusting means 20 is screwed in may be used.
[0031]
Here, at least one (in this example, four) compressed air intake port 27 is formed in the side wall of the combustion air flow rate adjusting means 20, and as shown in FIG. The side wall having the port 27 is attached so as to extend in the radial direction so as to face the compressed air flow path 4. As a result, a part of the combustion air flowing through the compressed air flow path 4 is taken into the combustion air flow rate adjusting means 20 through the compressed air intake port 27, and the combustion chamber 1 is compressed through the compressed air discharge port 21. It is to be discharged inside. That is, a plurality of combustion air flow rate adjusting means 20 having different opening areas of the compressed air intake port 27 are prepared, and the combustion air flow rate adjusting means 20 selected according to the atmospheric temperature is attached to the outer cylinder 3. The combustion air flow rate is adjustable.
[0032]
When all the combustion air in the compressed air flow path 4 may be supplied to the diffusion combustion burner 6 or the premix combustion burner 8, a part of the combustion air is discharged from the compressed air discharge port 21. Since there is no need, for example, it is sufficient to separately prepare and attach the combustion air flow rate adjusting means 20 without the compressed air intake port 27.
[0033]
By providing the combustion air flow rate adjusting means 20 having the above configuration, part of the combustion air flowing through the compressed air flow path 4 passes through the compressed air intake port 27 of the combustion air flow rate adjusting means 20 and burns. It flows into the chamber 1. Since the combustion air flow rate adjusting means 20 is disposed at a position distant from the main combustion reaction region on the downstream side, the compressed air that has flowed in does not substantially contribute to combustion. Therefore, as the opening area of the compressed air intake port 27 formed in the combustion air flow rate adjusting means 20 is larger (that is, the combustion air flow rate adjusting means 20 having the compressed air intake port 27 having a larger opening area is mounted). For example, the amount of combustion air supplied to the main combustion reaction zone can be reduced by that amount, and the fuel-air ratio can be increased. Therefore, the combustion air flow rate can be adjusted by attaching the combustion air flow rate adjusting means 20 having different opening areas to the outer cylinder 3 according to the atmospheric temperature.
[0034]
FIG. 2B shows the fuel system 9 for the diffusion combustion burner 6 and the premix combustion burner 8 when the combustion air flow rate adjusting means 20 having the relatively large opening area of the compressed air intake 27 is attached. The correlation between the fuel supply pattern of the fuel system 10, the atmospheric conditions (atmospheric temperature), and the gas turbine output has been illustrated. As shown in FIG. 2 (b), the combustion air flow rate adjusting means 20 discharges a relatively large amount of combustion air in advance into a region of the combustion chamber 1 which does not contribute to the combustion reaction. As a result of being able to reduce the amount of combustion air to be used, the load in which the number of the premixed fuel systems 10 supplying the combustion changes is shifted to a lower load side as compared with the case shown in FIG. Can be done. Therefore, the range in which the operation load can be adjusted without increasing the output fluctuation can be expanded accordingly. That is, even when the atmospheric temperature is relatively low, for example, during a winter period, by replacing the combustion air flow rate adjusting means 20 having the compressed air intake 27 with an opening area corresponding thereto, throughout the year regardless of the atmospheric temperature. The combustion air flow rate can be kept substantially constant. This makes it possible to stabilize the operation of the gas turbine equipment and flexibly cope with fluctuations in power consumption in the surrounding environment.
[0035]
In addition, according to the present embodiment, the combustion air flow rate adjusting means 20 is connected to the compressed air discharge port 21 provided in the inner cylinder 2 through the mounting opening 22 provided in the outer cylinder 3. Therefore, the outer cylinder 3 can be detached from the outside of the outer cylinder 3 and can be easily replaced. That is, as compared with the conventional case where the gas turbine load is detected and the opening area of the compressed air flow path is controlled accordingly, a large-scale drive mechanism, piping equipment, a valve device, a control device, and the like are required. Therefore, a simple and inexpensive configuration can be achieved.
[0036]
A second embodiment of the gas turbine combustor according to the present invention will be described with reference to FIG.
FIG. 4 is an enlarged sectional view showing a detailed structure near the combustion air flow rate adjusting means 20 in the present embodiment, and is a view corresponding to FIG. However, in FIG. 4, the same portions as those in FIG. 3 and portions that can be regarded as the same are denoted by the same reference numerals, and description thereof will be omitted. As shown in FIG. 4, the present embodiment is different from the first embodiment in that the pipe 24 is not directly connected to the compressed air outlet 21 and the pipe 24 and the compressed air outlet are not connected. 21 is connected via a duct 30. The duct 30 extends from the pipe 24 to the downstream side of the inner cylinder 2 and is connected to the compressed air discharge port 21. The shape other than this point is not particularly limited. Other configurations in the present embodiment are the same as those in the first embodiment.
[0037]
As described above, the combustion air flow rate adjusting means 20 is desirably disposed on the downstream side so that the discharged compressed air does not enter the main combustion reaction region. However, the gas turbine combustor is usually provided on the outer periphery of the casing of the compressor (or turbine), and as shown in FIG. In some cases, it is structurally difficult to provide the combustion air flow rate adjusting means 20 sufficiently downstream. Therefore, in the present embodiment, by providing the duct 30, even if the combustion air flow rate adjusting means 20 is not provided at a sufficient downstream position, the compressed air is transferred to the downstream side through the duct 30. It can be configured to be guided and discharged into the combustion chamber 1 through a compressed air discharge port 21 provided at a desired downstream position. As a result, the combustion air passing through the combustion air flow rate adjusting means 20 can be reliably discharged to a position distant from the main combustion reaction region to the downstream side. Also in this embodiment, it goes without saying that the same effects as in the first embodiment can be obtained.
[0038]
A third embodiment of the gas turbine combustor according to the present invention will be described with reference to FIGS.
FIG. 5 is a cross-sectional view showing the overall configuration of a third embodiment of the gas turbine combustor of the present invention, and FIG. 6 is a cross-sectional view taken along the line VI-VI in FIG. However, in FIG. 5 and FIG. 6, the same reference numerals are given to the same portions and the portions that can be regarded as the same as those in the preceding drawings, and the description is omitted.
[0039]
The combustion air flow rate adjusting means 20 is applicable irrespective of the mode as long as it is a gas turbine combustor having a plurality of fuel systems as in the first embodiment. The gas turbine combustor according to the present embodiment has a plurality of premixed combustion burners 8 arranged around a diffusion combustion burner 6, similarly to the gas turbine combustor in FIG. 1. Alternatively, as means for achieving stable premixed combustion, a swirler 31 is provided upstream of the premixed fuel nozzle 7 in place of the flame holding ring 14 (see FIG. 1), and combustion air from the swirler 31 is used. A circulation vortex is formed downstream of the premixed fuel nozzle 7.
[0040]
The fuel supply pattern to each premix combustion burner 8 is the same as in FIGS. 2 (a) and 2 (b). That is, as shown in FIG. 6, in this embodiment, eight premixed combustion burners 8 are provided, but as in the first embodiment, two premixed combustion burners 8 are combined into one region, and a total of four burners 8 are provided. As a configuration in which four fuel systems 10 that are independently connected to the two regions are provided, each of the combustion systems 10 is controlled independently.
[0041]
The number and arrangement of the combustion air flow rate adjusting means 20 are not necessarily limited to the following, and if at least one is provided, the essential effects of the present invention can be obtained. In the embodiment, for example, four arrangements are provided at substantially equal intervals in the circumferential direction. The configuration of the combustion air flow rate adjusting means 20 may be any of those shown in FIGS.
[0042]
Also in this embodiment, the same effects as those of the first and second embodiments can be obtained, and the flow rate of the combustion air flowing into the combustion chamber through the combustion air flow rate adjusting means 20 is large. In this case, since the combustion gas is mixed by the air jets that are jetted into the combustion chamber 1 at equal intervals from the circumferential direction, the potential at which the combustion gas temperature at the gas turbine combustor outlet (downstream end) locally increases is obtained. It also contributes effectively to the reduction of As a result, there is an advantage that the burden on the turbine blades of the downstream turbine can be reduced.
[0043]
A fourth embodiment of the gas turbine combustor according to the present invention will be described with reference to FIG.
FIG. 7 is a cross-sectional view illustrating an overall configuration of a fourth embodiment of the gas turbine combustor of the present invention, and corresponds to FIG. However, in FIG. 7, the same portions as those in FIG. 6 and portions that can be regarded as the same are denoted by the same reference numerals, and description thereof will be omitted. As shown in FIG. 7, this embodiment has the same configuration as that of the third embodiment shown in FIG. 6 except that the circumferential arrangement of the combustion air flow rate adjusting means 20 is different. In the present embodiment, a plurality of (three in this example) combustion air flow rate adjusting means 20 are arranged on the so-called ventral side (compressor or turbine side) of the outer cylinder 3.
[0044]
In this embodiment, the same effects as those of the first embodiment can be obtained. In addition to this, in the present embodiment, by mixing the compressed air with the inner peripheral combustion gas directly supplied to the rotor side of the downstream turbine, the combustion gas temperature that interferes with the turbine rotor side Can be reduced. Thereby, the effect of suppressing the thermal load on the turbine rotor can be obtained. In the present embodiment, even when the flow rate of the combustion air flowing into the combustion chamber 1 through the combustion air flow rate adjusting means 20 is relatively small, the combustion gas temperature on the rotor side is reduced, and the effect of heating the turbine rotor is reduced. And the load on the turbine rotor can be reduced.
[0045]
【The invention's effect】
According to the present invention, by providing the combustion air flow rate adjusting means, the combustion air flow rate in the main combustion region can be adjusted. Thus, for example, even when the atmospheric temperature is low, such as in a winter period, and the required maximum output is in a partial load state due to an increase in the compressor intake air flow rate, the maximum load at which the number of fuel systems changes is changed. Can be reduced, and the operation load region where the output fluctuation is small can be expanded. Moreover, the combustion air flow rate adjusting means can be attached and detached from the outside of the outer cylinder, and can be easily replaced with the combustion air flow rate adjusting means having a desired air discharge amount. In addition, a simple and inexpensive configuration can be achieved without the need for a valve device or a control device.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a cross-sectional view illustrating an overall configuration of a first embodiment of a gas turbine combustor according to the present invention.
FIG. 2 is a diagram showing a correlation between a fuel supply pattern of a fuel system for a diffusion combustion burner and a fuel supply pattern of each fuel system for a premix combustion burner, an atmospheric condition (atmospheric temperature), and a gas turbine output.
FIG. 3 is an enlarged sectional view showing a detailed structure in the vicinity of a combustion air flow rate adjusting means provided in the first embodiment of the gas turbine combustor of the present invention.
FIG. 4 is an enlarged sectional view showing a detailed structure near a combustion air flow rate adjusting means provided in a gas turbine combustor according to a second embodiment of the present invention.
FIG. 5 is a cross-sectional view illustrating an entire configuration of a third embodiment of the gas turbine combustor of the present invention.
FIG. 6 is a sectional view taken along the line VI-VI in FIG. 5;
FIG. 7 is a cross-sectional view illustrating an entire configuration of a fourth embodiment of the gas turbine combustor of the present invention.
[Explanation of symbols]
1 combustion chamber
2 inner cylinder
3 outer cylinder
4 Compressed air flow path
7 Premixed fuel nozzle
10 Fuel system
20 Combustion air flow rate adjusting means
21 Compressed air outlet
22 Mounting opening
27 Compressed air intake
30 duct

Claims

In a gas turbine combustor that burns a mixture of fuel and compressed air from a compressor and supplies the generated combustion gas to a turbine,
An inner cylinder forming a combustion chamber inside,
An outer cylinder that covers the outer peripheral side of the inner cylinder and forms a compressed air flow path with the inner cylinder,
A plurality of premixed fuel nozzles for injecting premixed fuel to be supplied into the combustion chamber,
A plurality of fuel systems connected to the plurality of premixed fuel nozzles, each of which independently controls a flow rate of supplied fuel according to a load,
At least one compressed air outlet formed in the outer wall of the inner cylinder;
At least one mounting opening formed in the outer wall of the outer cylinder;
The compressed air outlet is detachably attached to the outer cylinder, is connected to the compressed air outlet through the mounting opening, and partially compresses the compressed air flowing through the compressed air flow passage according to the atmospheric temperature. And a combustion air flow rate adjusting means for discharging the combustion air into the combustion chamber through the gas turbine combustor.

2. The gas turbine combustor according to claim 1, wherein the combustion air flow rate adjusting means extends in a radial direction such that a side wall faces the compressed air flow path, and a compression of an opening area corresponding to an atmospheric temperature is provided on the side wall. A gas turbine combustor characterized by being a substantially cylindrical member having at least one air intake hole.

3. The gas turbine combustor according to claim 1, wherein the compressed air outlet is provided downstream of the mounting opening in a flow direction of the combustion gas, and the compressed air outlet is provided with the compressed air outlet. A gas turbine combustor, further comprising a duct connected to the gas turbine.

The gas turbine combustor according to any one of claims 1 to 3, wherein a plurality of the combustion air flow rate adjusting means are provided at substantially equal intervals in a circumferential direction of the outer cylinder. .

The gas turbine combustor according to any one of claims 1 to 3, wherein a plurality of the combustion air flow rate adjusting means are provided on the turbine side on the outer periphery of the outer cylinder.