JP2004138376A

JP2004138376A - Gas turbine combustor, combustion method of gas turbine combustor, and remodeling method of gas turbine combustor

Info

Publication number: JP2004138376A
Application number: JP2003086757A
Authority: JP
Inventors: Akinori Hayashi; 林　　明典; Shinichi Inage; 稲毛　真一; Hiromi Koizumi; 小泉　浩美; Isao Takehara; 竹原　　勲; Kazuyuki Ito; 伊藤　和行; Toshibumi Sasao; 笹尾　俊文; Eitaro Murata; 村田　英太郎
Original assignee: Hitachi Ltd
Current assignee: Hitachi Ltd
Priority date: 2002-08-22
Filing date: 2003-03-27
Publication date: 2004-05-13
Anticipated expiration: 2023-03-27
Also published as: JP3956882B2

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To perform proper combustion with reduced NOx in a combustor usable of gas fuel and liquid fuel. <P>SOLUTION: This gas turbine combustor comprises a premixing combustion burner arranged on the circumference of a pilot burner and a substantially cylindrical combustor inner cylinder wall arranged on the downstream side of the premixing combustion burner and having a combustion chamber formed in the inner part. This combustor further comprises flame holding devices radially arranged at the outlet of the premixing combustion burner, a fuel injection means for injecting at least one of gas fuel and liquid fuel, and a plurality of air nozzle holes for blowing air to the combustion chamber, which are provided on the outside of the pilot burner and on the inside of the premixing combustion burner. According to such a structure, proper combustion with reduced NOx can be performed in the combustor usable of gas fuel and liquid fuel. <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及びガスタービン燃焼器の燃焼方法並びにガスタービン燃焼器の改造方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来のガスタービン燃焼器で、予混合燃焼方式と拡散燃焼方式を併用したガスタービン燃焼器の例として、特許文献１，特許文献２などがあげられる。
【０００３】
【特許文献１】
特開平１１−９４２５５号公報
【特許文献２】
特開平３−２５５８１５号公報
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
特許文献１記載の技術では、噴射後の蒸発過程において蒸発しきらなかった液体燃料が、そのまま保炎器に付着して炭化するといったコーキングの現象を起こしやすく、この炭化物による予混合気の自己着火や予混合燃焼バーナー内部に火炎が流入する逆火が生じる問題がある。また構造物において炭化物が付着した箇所の冷却性能が低下したり、炭化物がはがれて他の構造物に衝突し破損させてしまうなどの問題もある。更に、予蒸発予混合方式は拡散燃焼方式と併用となるため系統が複雑化するとともに、燃料ノズル内部のコーキングを防止するための手段、及びメンテナンスが必要となる。
【０００５】
特許文献２に記載の技術では、予蒸発予混合燃焼方式により液体燃料を用いた場合でも前述同様の問題が生じる。またガスタービンの外周に複数の燃焼器を設置し、パイロットバーナーである拡散燃焼バーナーの外周に予混合燃焼バーナーを同軸心的に配置した場合、パイロット火炎である拡散火炎の周囲に予混合用空気が覆うため、拡散火炎が燃焼器の側壁に接続した火炎伝播管に到達できずに隣接燃焼器への着火が不可能となるといった問題がある。
【０００６】
また液体燃料を用いて予蒸発混合させる場合、着火時における空気温度が低いため予蒸発は不可能であり、パイロットバーナーによる着火が不可欠となって上記火炎伝播の問題はより重要となる。
【０００７】
本発明の目的は、ガス燃料及び液体燃料の利用可能な燃焼器で適切な燃焼を行い、且つ低ＮＯｘ性に優れたガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の燃焼方法並びにガスタービン燃焼器の改造方法を提供することである。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
予混合燃焼バーナーの出口に放射状に保炎器を配置し、パイロットバーナーの外側及び前記予混合燃焼バーナーの内側の位置で空気を噴出する。
【０００９】
【発明の実施の形態】
パイロットバーナーと、前記パイロットバーナーの外周に配置された予混合燃焼バーナーと、前記予混合燃焼バーナーの下流側に配置され内部に燃焼室を形成する略円筒形状の燃焼器内筒壁とを備えたガスタービン燃焼器において、前記予混合燃焼バーナーの出口で放射状に配置された保炎器と、前記パイロットバーナーが、ガス燃料及び液体燃料のうちの少なくとも一方を噴射する燃料噴射手段とを備え、前記パイロットバーナーの外側であって、前記予混合燃焼バーナーの内側に燃焼室に空気を噴出する複数の空気噴孔を備えるものとする。このように放射状の保炎器を予混合バーナーの出口に設置することで、パイロットバーナーの燃料が保炎面に火炎を形成し、ガス燃料使用時では、予混合火炎の安定化を図り、液体燃料使用時は、予混合バーナーから吐出する空気とパイロットバーナーの燃料混合を促進し拡散火炎の長炎化を防止する。またパイロットバーナーと予混合燃焼バーナーの間の空気噴孔は、保炎面の温度上昇を防止し、更に拡散火炎の安定化を図る。
【００１０】
また、放射状の保炎器を取り付けることで、燃焼器出口の温度分布を均一にすることが可能であり、タービンの保護につながる。ここで、放射状に配置された保炎器とは、燃焼室からパイロットバーナーを見た場合の保炎器形状が、保炎器内周側から外周側（半径方向で外側）に向けて複数の突出部を表したものである。
【００１１】
更に、前記予混合燃焼バーナーの出口で放射状に配置された保炎器と前記燃焼器内筒壁の側壁で前記保炎器の１つ以上と一致する周方向位置に開口を有する火炎伝播管とを備えるものとする。このように火炎伝播管が、燃焼器内筒壁の側壁で保炎器の１つと一致する周方向位置に開口を有して接続されているため、予混合燃焼バーナーの出口に到達した拡散火炎のうち、前記保炎器の保炎面に沿って拡散した火炎のみが予混合気により希釈されることなく外周側に位置する火炎伝播管に到達して他の燃焼器を着火させることができる。
【００１２】
更に、前記保炎器は、その下流側の縁において内周側よりも外周側の方が下流側に位置するように傾斜配置されており、好ましくはその燃焼器中心軸に対する傾斜角度が３０度以上６０度以内であるものとする。これにより、外周側の予混合燃焼ガスが保炎器の下流側の縁を通過した後に燃焼器の軸心へ収束する方向に偏向し、内周側の拡散燃焼ガスを十分に希釈混合するため、拡散火炎の長炎化を防いでＮＯｘの発生を低減し、また燃焼器出口の燃焼温度偏差の発生を防いでタービン翼の損傷を防止する。
【００１３】
放射状に配置された保炎器を、その下流側の縁において内周側よりも外周側の方が下流側に位置するように傾斜させることで、火炎の安定性を更に向上させる効果を奏する。
【００１４】
また、前記保炎器は、前記予混合燃焼バーナーに内周側で固定されており、前記保炎器の外周側の縁は、前記予混合燃焼バーナー外周壁から分離しているものとする。これにより、保炎器の熱伸び等による応力を逃がすことができ、更に保炎器下流側の縁と予混合燃焼バーナー外周壁の間より燃焼室に吐出する予混合気、若しくは空気により拡散火炎による燃焼室側壁の温度上昇を防止する。
【００１５】
また、前記空気噴孔は、空気を旋回させて噴出する構造とする。これにより、空気が旋回により広がるため保炎面の冷却が向上するとともに、旋回空気による循環流領域の拡大によって拡散火炎の更なる安定化を図る。
【００１６】
また、前記空気噴孔の外側であって前記予混合燃焼バーナーの内側にスリットを設け、その該スリット間に空気が保炎器に向けて流れる手段を設けるものとする。これにより、スリットから吐出するフィルム状の空気が保炎面を覆い、冷却性能を向上させる。
【００１７】
また、前記パイロットバーナーの空気流入部、若しくは空気流出部に水、若しくは蒸気を噴射可能なノズルを設ける。これにより、液体燃料の拡散燃焼時において、燃料噴出部の近傍に水、又は蒸気を供給することで、効果的にＮＯｘを低減できる。
【００１８】
また、前記予混合燃焼バーナーの流路を周方向に分割する仕切り板を設けたものとする。これにより、予混合燃焼バーナーの内部における予混合気（若しくは予混合用空気）の周方向への偏流を抑制し、予混合燃焼バーナー出口の流速偏差や燃料濃度偏差を減少させて、ＮＯｘの低減及び逆火を防止できる。
【００１９】
また、前記保炎器は前記仕切り板と隣接する仕切り板の間に位置するように配置することとする。これにより保炎器周方向側面を流れる予混合気（若しくは予混合用空気）の周方向への偏流を抑制し、予混合燃焼バーナー出口の流速偏差や燃料濃度偏差を減少させて、ＮＯｘの低減及び逆火を防止できる。
【００２０】
また、前記仕切り板は前記保炎器の下流側へ燃焼室に突き出して配置されているものとする。これにより、保炎面下流に安定した予混合気の循環流を形成させることができ、予混合火炎の安定性が向上する。
【００２１】
また、前記保炎器に燃焼室に予混合気、若しくは空気を噴出する複数の噴孔を設けたものとする。これにより、保炎面の冷却性能が向上し、更に予混合気の場合は、保炎面の噴流保炎による予混合火炎の安定化が達成できる。
【００２２】
また、前記予混合燃焼バーナーの内側隔壁の縁が、上流部から下流部に向かって、予混合燃焼バーナーの予混合気、若しくは空気流路断面積が拡大するような傾斜面を有するものとする。これにより、燃焼室において燃焼器中心軸に向かって予混合気、若しくは予混合用空気が流入しやすくなり、拡散燃料との混合性が向上し、ＮＯｘを低減できる。
【００２３】
また、前記保炎器と前記パイロットバーナーの間に補助燃料を燃焼室へ直接噴射可能な燃料噴孔を設けているものとする。または前記予混合燃焼バーナーと前記パイロットバーナーの間に、補助燃料を噴射可能なノズルと空気流路を設け、該燃料と該空気を予め混合し、燃焼室で予混合燃焼させる第２の予混合燃焼バーナーを設置するものとする。または放射状に配置された前記保炎器と周方向に隣接する前記保炎器の間であり、且つ前記予混合燃焼バーナーの燃料噴射ノズルより下流側に、補助燃料を予混合燃焼バーナーの予混合気、若しくは空気の流路に噴射可能な手段を設けたものとする。これにより、ガス燃料燃焼時に拡散火炎と予混合火炎の火移りをこの補助燃料の投入により確実にするとともに、燃焼室径方向への燃料供給位置の分散により燃焼振動を低減する。
【００２４】
また、前記予混合燃焼バーナーは、複数の燃料ノズルが幾つかに分割されて燃料が制御され供給できる構造とし、更にガスタービン負荷に応じて分割された燃料ノズルのうち燃料を噴射するノズルの組み合わせが変化する制御方法を有する。これにより、ガス燃料燃焼時に予混合火炎の安定性を保ちつつ、負荷に応じた全燃料流量の制御が可能となる。
【００２５】
（実施例）
本発明を用いた第一の実施例として、ガスタービン燃焼器の概略構造を図１から図３に示す。図１に示すように燃焼器は外筒壁１とエンドフランジ２で囲まれ、内筒壁３で囲まれた燃焼室４，拡散燃焼させる拡散旋回バーナー５，燃料と空気を混合し予混合気を生成する予混合器６，着火時に火炎を他の燃焼器に伝播させるための火炎伝播管７、更に燃料及び空気供給系統より構成される。
【００２６】
燃焼器中心軸上に設置された拡散旋回バーナー５は、燃焼用空気１２ａより分配された拡散燃焼用空気１２ｂを旋回翼８で旋回をかけ、更にガス１３ａ、若しくは液体燃料噴孔１４から吐出した燃料と燃焼室４で混合し、拡散火炎を形成する。拡散旋回バーナー５の周囲には、更に拡散燃焼用空気１２ｂを燃焼室４へ供給するための複数の旋回燃焼空気孔２６を設けている。拡散燃焼用液体燃料は液体燃料噴孔１４の周囲に設けられたアトマイズ空気噴孔２７から供給されるアトマイズ空気の噴流により微粒化される。旋回翼８の空気流入部には、水噴射ノズル２９が設けてあり、拡散燃焼用空気１２ｂと混合しながら燃焼室へ蒸気３０が供給できる。
【００２７】
拡散旋回バーナー５の周囲に設置された環状の予混合器６は、複数の予混合用燃料ノズル９のガス１３ａから吐出した燃料と燃焼用空気１２ａより分配された予混合用空気１２ｃを予め混合し予混合気１１を生成し、この予混合気１１下流の燃焼室４の入口に設けられた保炎器１０ａによって、予混合火炎１８を形成し保炎する。保炎器１０ａは燃焼器中心軸に対し放射状に複数個配置され、更に各々の保炎器１０ａが、燃焼器中心軸に対し傾斜し設置されている。予混合器６には仕切板２２が予混合器６入口から保炎器１０ａ上流側まで予混合器６流路を周方向に分割するように設けられている。
【００２８】
燃焼器中心軸に対し傾斜配置された保炎器１０ａは、燃焼器の側面から見て、ほぼ平面の場合だけでなく、多少の凸状や凹状であっても良い。
【００２９】
図２に図１の燃焼器２缶を火炎伝播管７にて結合した場合の横断面図を示す。保炎器１０ａは各々の燃焼器に８枚ずつ、各々の保炎器１０ａは予混合器６の仕切板２２間の上流、及び予混合用燃料ノズル間の上流に設置されている。火炎伝播管７は、各々の燃焼器に設置されたある保炎器１０ａに対し、径方向の内筒壁３に設置され、２缶の燃焼室４を繋いでいる。
【００３０】
図３は、図１に示した燃焼器に対し、拡散旋回バーナーを中心に拡大した断面図を示しており、各部の機能と通過する流体の流れ方向について以下説明する。拡散旋回バーナーの拡散燃焼用空気１２ｂは旋回翼８により旋回流となり、更に燃焼器中心軸に向かうある内向角をもって燃焼室に流入する。液体燃料ノズルから吐出しアトマイズ空気によって微粒化された液体燃料は、この内向角をもった旋回空気流と急速混合するため、空気不足の燃焼によるすすの発生を防止し安定な拡散火炎が形成できる。旋回翼８の上流部に設けられた水噴射ノズル２９は、旋回翼８に向かって水を噴射して拡散燃焼用空気１２ｂと水を混合させる。更にその後、水は燃焼室４で液体燃料と急速混合するため、燃料の発熱密度を効率よく低下することができ、ＮＯｘが低減できる。旋回翼８の空気出口近傍に設けられたガス燃料噴孔は、燃焼器中心軸に対しある外向角をもってガス１５ａを噴出させる。噴出したガス燃料の流量が少ない場合（ガスタービンの負荷が低い場合）は、ガス燃料の流速が遅く拡散燃焼用空気１２ｂに対する貫通力が小さいため、ガス１５ａは主に拡散燃焼用空気１２ｂと混合し燃焼器中心軸近傍で燃焼し安定燃焼できる。ガスタービン負荷が上昇し、ガス１５ａが増加した場合は、ガス燃料の貫通力が大きく旋回燃焼空気孔２６と予混合器６から流入する空気（予混合気）とも混合するため、希薄燃焼によるＮＯｘ低減が図れる。旋回燃焼空気孔２６は、拡散燃焼用空気１２ｂが旋回翼８と同一旋回方向に燃焼室へ流入できるよう拡散燃焼用バーナーの周囲に設けられており、燃焼器中心軸近傍の循環流を大きくし火炎安定化を図るとともに、旋回流による予混合器６側への空気の広がりが、燃焼室４と接する保炎器１０ａの面への拡散火炎の付着、保炎器１０ａ温度の上昇を防止している。旋回燃焼空気孔２６の周囲にはスリット２８が設けられており、拡散燃焼用空気１２ｂをフィルム状にし、燃焼室４と接する保炎器１０ａの面へ流出させることで、更に保炎器１０ａの温度上昇を防止している。燃焼器中心軸に対し傾斜し設置された保炎器１０ａは、環状の予混合器６流路を周方向に絞ると共に、傾斜した方向に流路が拡大するため、予混合器６における圧力損失の増加を抑えながら、予混合用空気１２ｃ、若しくは予混合気１１が予混合器６から燃焼室４の燃焼器中心軸方向へ吐出する。
【００３１】
保炎器１０ａは、その下流側の縁において内周側よりも外周側の方が下流側に位置するように傾斜配置されており、好ましくはその燃焼器中心軸に対する傾斜角度が３０度以上６０度以下であるものとする。これにより、外周側の予混合燃焼ガスが保炎器の下流側の縁を通過した後に燃焼器の軸心へ収束する方向に偏向し、内周側の拡散燃焼ガスを十分に希釈混合するため、拡散火炎の長炎化を防いでＮＯｘの発生を低減し、また燃焼器出口の燃焼温度偏差の発生を防いでタービン翼の損傷を防止する。
【００３２】
保炎器１０ａの傾斜角度を、３０度以上６０度以下とする理由を説明する。図１３に示すように、保炎器１０ａの燃焼器中心軸に対する傾斜角度が減少するにつれて、燃焼振動の振幅αは指数関数的に増加する。これは、保炎器１０ａの傾斜角度が減少するほど、予混合燃焼ガスが燃焼器の軸心へ収束し、高温の拡散燃焼ガスが希釈され、火炎の安定性が低下するために、燃焼振動の振幅が大きくなるためである。特に傾斜角度が３０度未満になると、燃焼振動振幅の増加が顕著になる。次に、燃焼器出口の温度偏差βは、保炎器１０ａの燃焼器中心軸に対する傾斜角度が増加するにつれて、指数関数的に増加する。保炎器の傾斜角度が大きいため、予混合燃焼ガスが燃焼器の軸心へ収束する方向に偏心する量が小さく、予混合燃焼ガスは燃焼室４内をほぼ真っ直ぐに進行する。よって、内周側の拡散燃焼ガスと予混合燃焼ガスが十分に混合されず、出口の温度分布が偏り、下流のタービン翼に損傷を与える。特に傾斜角度が６０度を越えると、燃焼器出口における温度分布偏差の増加が顕著になる。したがって、燃焼振動の振幅，燃焼器出口の温度偏差、両者の影響を考慮すると、傾斜角度は３０度以上６０度以下とすることが、好ましい。
【００３３】
次に、パイロットバーナーと、パイロットバーナーの外周に配置された予混合燃焼バーナーと、内部に燃焼室を形成する略円筒形状の燃焼器内筒壁とを備えた予混合式ガスタービン燃焼器において、予混合燃焼バーナーの出口に放射状に配置された保炎器１０ａを取り付けた燃焼器の原理について説明する。環状の予混合燃焼バーナーにおいて、予混合燃焼バーナーの出口に保炎器を設けない場合、予混合燃焼ガスは環状のまま燃焼室４に流入する。よって、予混合燃焼ガスは、パイロットバーナーから噴出した拡散燃焼ガスを包み込む流れとなる。予混合燃焼ガスの流れは拡散燃焼ガスの流れを積極的に崩そうとしないため、予混合燃焼ガスと拡散燃焼ガスが均一に攪拌することは困難である。したがって、燃料の偏在が生じ、ＮＯｘの発生につながる。これに対し、本実施例のように、予混合燃焼バーナーの出口に放射状に配置された保炎器を取り付けることで、予混合燃焼バーナーから流出する気体には円周方向で流れる個所と流れない個所が生じ、気体流速の強弱が円周方向に交互に並ぶ分布となる。このような分布により、ガス燃料使用時には予混合火炎の安定化を図り、液体燃料使用時には予混合バーナーから吐出する空気とパイロットバーナーの燃料混合を促進し拡散火炎の長炎化を防止する。燃焼器出口の温度分布が均一になることで、タービンの保護にもつながる。更に、燃焼室４と接する保炎器１０ａの面を燃焼器中心軸に傾けることで、予混合燃焼バーナーから流出した予混合燃焼ガスを、積極的に燃焼器の軸心へ収束する方向に偏向させる。そして、パイロットバーナーから噴出した拡散燃焼ガスと交差し、混合が促進され、拡散火炎の長炎化を防いでＮＯｘの発生を低減し、また燃焼器出口の燃焼温度偏差の発生を防いでタービン翼の損傷を防止する。予混合燃焼バーナーの出口に放射状に配置された保炎器１０ａと、燃焼室４と接する保炎器１０ａの面を燃焼器中心軸に傾けるという、両者の相乗効果により、火炎の安定性を更に向上させることが可能である。なお、燃焼室４と接する保炎器１０ａの面から流出した予混合流路は、必ずしも周方向に一定間隔である必要はなく、図１４に示すように予混合気１１流路の間隔が不均一であっても、パイロットバーナーから噴出した拡散燃焼ガスを希釈混合することが可能である。また、図１５に示すように、燃焼器の軸心を中心に、予混合気１１流路に回転成分を持たせても良い。このような回転成分を持たせることにより、拡散燃焼ガスと予混合燃焼ガスの更なる攪拌効果を期待できる。なお、予混合燃焼バーナーの出口に、燃焼器中心軸に対し傾斜する放射状の保炎器１０ａを取り付けたのは、予混合燃焼ガスが環状のまま燃焼室４に流入することの防止と、予混合燃焼ガスを拡散燃焼バーナー側へ偏心させることを目的としている。この目的を達成するためであれば、例えば、保炎器１０ａを設けずに、パイロットバーナーの外周に配置された環状の予混合燃焼バーナーを隔壁で円周方向に分割し、予混合燃焼バーナー出口をパイロットバーナー側に向けることで、予混合燃焼バーナーから流出する予混合燃焼ガスは円周方向に流速の強弱が交互に並ぶ分布となり、拡散燃焼バーナー側に偏心する流路とすることができるため、放射状の保炎器１０ａを取り付けた場合と同じ予混合流路を作ることが可能である。但し、本実施例のような保炎器形状とすることで、予混合燃焼ガスが環状のまま燃焼室４に流入することを防止し、拡散燃焼バーナー側に偏心する流路にするという目的を、簡易な構造で達成することが可能である。
【００３４】
また、保炎器１０ａは、内周側で片持ち状に配置される。つまり、保炎器１０ａの内周側で予混合燃焼バーナーに支持（固定）されており、保炎器１０ａの外周側の縁は、前記予混合燃焼バーナー外周壁から分離しているものとする。これにより、保炎器１０ａの熱伸び等による応力を逃がすことができ、更に保炎器１０ａ下流側の縁と予混合燃焼バーナー外周壁の間より燃焼室に吐出する予混合気１１、若しくは空気により拡散火炎による燃焼室側壁の温度上昇を防止することができる。
【００３５】
図１，図２、及び図３の燃焼器に関し、ガス燃料、及び液体燃料燃焼時における運転条件と火炎形状の一例を図４，図５に示す。
【００３６】
図４は燃焼器着火時の燃焼状態を示しており、ガス燃料と液体燃料燃焼時の火炎形状を各々燃焼器中心軸から上と下に示している。まず、ある燃焼器において、拡散旋回バーナー５にガス１５ａ、若しくは液体燃料１６ａを供給し、何らかの点火装置を用いて拡散火炎１９を形成させる。ガス１５ａは拡散燃焼用空気１２ｂと混合後、拡散火炎１９を形成し、拡散旋回バーナー５によって保炎され、更に保炎器１０ａの下流は低速循環流領域であるため、拡散火炎１９は各保炎器１０ａに添って放射状に広がる。火炎伝播管７は、保炎器１０ａの外周部に配置されているため、高温の燃焼ガス２０は、予混合用空気１２ｃに希釈されることなく保炎器１０ａを介し火炎伝播管７に流入することが可能となり、隣接燃焼器を着火することができる。また、ガス燃料を用いる場合は、他缶を火炎伝播管７によって着火させる時、ガス１５ａに加え予混合用燃料１５ｂを供給し予混合火炎１８も形成することによって、更に火炎の伝播特性が向上する。
【００３７】
燃焼器着火後は、燃料供給量を増加させ、ガスタービンの昇速運転、及び負荷運転をする。図５はこの時のガス燃料と液体燃料燃焼時の火炎形状を各々燃焼器中心軸から上と下に示している。ガス燃料による高負荷燃焼時において、燃焼安定化のための拡散燃焼とＮＯｘ低減のために予混合用燃料を用い希薄予混合燃焼させる。放射状に配置し、更に燃焼器中心軸方向へ傾斜させた保炎器１０ａによって、拡散火炎１９は保炎器１０ａに沿って燃焼器径方向へ放射状に広がり、予混合火炎１８は燃焼器中心軸方向へ伸びる。このため、高温の拡散火炎１９と希薄燃焼による低温の予混合火炎１８が、燃焼器周方向に交差し、燃焼器頭部の瞬時温度均一化によるＮＯｘ低減と燃焼安定化を促進している。
【００３８】
液体燃料使用時の拡散火炎１９は、前述のように保炎器１０ａに添って放射状に広がり、更に傾斜した保炎器１０ａによって予混合用空気１２ｃが燃焼器中心軸方向、即ち拡散旋回バーナー５の下流に流出するため、燃焼室４下流部においては、予混合用空気１２ｃと拡散火炎１９による燃焼ガスの混合が促進し、燃焼器出口の温度偏差を抑え、タービン翼の焼損を防止できる。また、予混合用空気１２ｃによる希釈効果から、拡散火炎１９の長炎化を防止できるため、高温燃焼領域が減少しＮＯｘ排出量が低減できる。
【００３９】
また、保炎器１０ａと予混合器６外周壁の間に隙間があり、高速の空気、若しくは予混合気が燃焼室壁面に沿って噴出するため、全ての燃焼状態において、燃焼室壁面を冷却し、温度上昇を防止している。
【００４０】
図６は燃焼器着火から定格負荷における燃料、及び水流量制御の一例を示す。図６の上図に示すように予混合燃料ノズルはＦ１からＦ４に４分割されて各々別系統にて予混合用ガス燃料の制御が可能となっている。
【００４１】
図６（ｂ）にガス燃料と液体燃料燃焼時のガスタービン負荷に対する燃料流量を示す。ガス燃料燃焼の場合、燃焼器着火からガスタービン昇速を経て、ある部分負荷まで拡散燃料で運用する。その後負荷上昇に伴いＦ１からＦ４まで順次予混合燃料を投入していく。このように予混合燃料を段階的に投入することにより、予混合気の燃料と空気の混合比を、不安定燃焼と逆火が防止できる最適条件にて予混合燃焼を制御することが可能となる。
【００４２】
また液体燃料燃焼時は、拡散燃料のみの運用となるが、燃焼が安定したある部分負荷時に水を投入し、ＮＯｘ濃度の低減を図る。
【００４３】
図１から図３の実施例に対し、本発明を用いた他の予混合器６構造を図７から図９に示す。
【００４４】
図７は仕切板２２を保炎器１０ａから下流部へ突き出して設置した場合を示している。この仕切板２２により予混合気の保炎器１０ａ間から下流への流れを周方向に拘束し、保炎器１０ａが燃焼室４と接する面に形成する循環流の安定化を図ることができ、予混合気の不安定燃焼と燃焼振動を防止する。
【００４５】
そして、予混合燃焼バーナー出口の流速偏差や燃料濃度偏差を減少させて、
ＮＯｘの低減及び逆火を防止できる。
【００４６】
図８は保炎器１０ａの内周側にスリット２８と複数の冷却孔３１を設けた構造を示している。スリット２８内部に設けた冷却孔３１は、拡散燃焼用空気１２ｂから分岐し供給され、フィルム状の空気を保炎器の近傍から燃焼室４と接する保炎器１０ａの面に向けて噴出することにより、確実に保炎器１０ａの温度上昇を防止することが可能となる。又、保炎器１０ａに予混合器６内部から保炎器１０ａ下流部に向けて冷却孔を設置することによって、直接保炎器１０ａを冷却することが可能となると共に、燃焼室４と接する保炎器１０ａの面から冷却孔を経て吐出する予混合気によって、噴流保炎が可能となり、予混合火炎の安定性が向上する。
【００４７】
図９は保炎器１０ａ間における予混合器６の内側隔壁の縁が、上流部から下流部に向かって、予混合燃焼バーナーの予混合気１１、若しくは空気流路断面積が拡大するような傾斜面を有する構造とした場合を示している。これにより、燃焼室において燃焼器中心軸に向かって予混合気、若しくは予混合用空気が流入しやすくなり、拡散燃料との混合性が向上し、ＮＯｘを低減できる。
【００４８】
本発明を用いた他の実施例として、図１から図３の燃焼器に対し予混合器６と拡散旋回バーナーの間に補助燃料２３が供給できる流路を設け、保炎器１０ａと旋回燃焼空気孔２６の間より燃焼室４へ直接燃料を噴射できるような、複数の補助燃料噴孔２４を設けた構造を図１０に示す。ガス燃料燃焼時、特にガスタービンの部分負荷運転時に、拡散火炎から予混合火炎の火移りが悪く、未燃燃料が排出されてしまう場合は、保炎器１０ａ近傍に配置された補助燃料噴孔２４からガス燃料を燃焼室へ噴出することによって、予混合気１１内周側の燃料濃度が増加し、予混合気１１を完全燃焼することができる。またＮＯｘ低減のために拡散ガス燃料を減少させると拡散火炎が不安定となり、それと共に予混合火炎が揺動して大きな燃焼振動が発生する場合がある。この場合補助燃料２３を投入することにより、拡散火炎を分散できるため、燃焼振動を抑制することができる。
【００４９】
本発明を用いた他の実施例として、燃焼器の縦断面図を図１１に示す。図１０の実施例と同様に補助燃料２３が供給できる流路を設けてあり、予混合器６出口に近接した保炎器１０ａ間の上流部における予混合器６内周壁に予混合器６内部へ燃料が噴出可能な補助燃料噴孔２４が設けてある。補助燃料噴孔２４から噴出した燃料は、予混合気１１、若しくは予混合用空気と混合し、保炎器１０ａ間から燃焼室４へ供給される。効果としては図１０の実施例と同様であるが、補助燃料２３が予混合気１１、若しくは予混合用空気と一部混合するために更に低ＮＯｘ化が図れる。
【００５０】
また、ガス燃料燃焼時に拡散火炎と予混合火炎の火移りを補助燃料２３の供給により確実にするとともに、燃焼室径方向への燃料供給位置の分散により燃焼振動を低減する。
【００５１】
図１０，図１１の燃焼器に係り、本発明を用いた他の実施例として、予混合器６と拡散旋回バーナー５の間に補助予混合器３２を設置した場合を図１２に示す。部分負荷時の未燃燃料の低減と燃焼振動の抑制効果は図１０，図１１の燃焼器と同様であるが、補助予混合器３２出口にも放射型の保炎器１０ｂを設置することによって、補助燃料２３による予混合火炎が安定化し、更に拡散火炎が補助予混合器３２の燃焼室４と接する保炎器１０ｂの面を通過できるため、着火時隣接缶への火炎伝播特性や燃焼器出口の均一温度特性を損なうことなく、更なるＮＯｘ低減が図れる。
【００５２】
次に、パイロットバーナーとパイロットバーナーの外周に予混合燃焼バーナーを配置した既存のガスタービン燃焼器において、保炎器１０ａを取り付けることで改造を行う方法について、以下説明する。パイロットバーナーとパイロットバーナーの外周に予混合燃焼バーナーを配置した既存のガスタービン燃焼器に放射状の保炎器を取り付けるときは、保炎器の下流側の縁において内周側よりも外周側の方が下流側に位置するように傾斜配置し、好ましくはその燃焼器中心軸に対する傾斜角度が３０度以上６０度以下であるものとする。これにより、外周側の予混合燃焼ガスが保炎器の下流側の縁を通過した後に燃焼器の軸心へ収束する方向に偏向し、内周側の拡散燃焼ガスを十分に希釈混合するため、拡散火炎の長炎化を防いでＮＯｘの発生を低減し、また燃焼器出口の燃焼温度偏差の発生を防いでタービン翼の損傷を防止する。次に、放射状の保炎器を取り付けるときは、内周側で片持ち状に配置するものとする。つまり、保炎器１０ａの内周側で予混合燃焼バーナーに支持（固定）されており、保炎器１０ａの外周側の縁は、前記予混合燃焼バーナー外周壁から分離しているものとする。これにより、保炎器１０ａの熱伸び等による応力を逃がすことができ、更に保炎器１０ａ下流側の縁と予混合燃焼バーナー外周壁の間より燃焼室に吐出する予混合気１１、若しくは空気により拡散火炎による燃焼室側壁の温度上昇を防止することができる。以上のように、ガスタービンにおいて、既に取り付けられた燃焼器がパイロットバーナーとパイロットバーナーの外周に予混合燃焼バーナーを配置した形式においては、放射状の保炎器１０ａを取り付けた新しい燃焼器を製作して既存の燃焼器と取り替えるのではなく、既存の燃焼器に放射状の保炎器１０ａを取り付けて改造することで、ほぼ同等の性能を出すことが可能であり、製作費用の低減が可能である。
【００５３】
以上述べたように、本発明をガスタービン用燃焼器に用いることによって、ガス、及び液体燃料に対応した燃焼形態を実現することにより燃焼安定化と低ＮＯｘ化が両立できる。また、燃焼場の空気と燃料の混合が促進されるため、ガスタービン入口の燃焼ガス温度が均一になり、タービン翼の損傷を防止できる。更に、ガスタービンシステムが多缶の燃焼器で構成され、各缶の着火に火炎伝播管を用いる場合、本発明により火炎伝播性能が向上するため、着火範囲が拡大する。
【００５４】
また、パイロットバーナーとパイロットバーナーの外周に予混合燃焼バーナーを配置した既存のガスタービン燃焼器においても、放射状の保炎器を予混合燃焼バーナーの出口に設置することで、当初から放射状の保炎器を備えたガスタービン燃焼器と同じ効果が期待できる。
【００５５】
【発明の効果】
本発明によると、ガス燃料及び液体燃料の利用可能な燃焼器で適切な燃焼を行い、且つ低ＮＯｘ性に優れたガスタービン燃焼器及びガスタービン燃焼器の燃焼方法並びにガスタービン燃焼器の改造方法を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明を用いたガスタービン燃焼器の断面図。
【図２】燃焼器２缶を火炎伝播管で連結した構成断面図。
【図３】燃焼器の燃料ノズルと保炎器を示す断面図。
【図４】燃焼器の拡散燃焼時火炎形状を示す断面図。
【図５】燃焼器の拡散及び予混合燃焼時の火炎形状を示す断面図。
【図６】燃焼器の保炎器構成及び流量関係図。
【図７】本発明を用いた予混合器の部分拡大断面図。
【図８】本発明を用いた予混合器の部分拡大断面図。
【図９】本発明を用いた予混合器の部分拡大断面図。
【図１０】本発明を用いた燃焼器の断面図。
【図１１】本発明を用いた燃焼器の断面図。
【図１２】本発明を用いた燃焼器の断面図。
【図１３】燃焼器中心軸に対する保炎器の傾斜角度と傾斜角度により現れる現象の影響度合いを表した図。
【図１４】予混合流路が周方向に不均一である場合を示す図。
【図１５】燃焼器軸心を中心に予混合流路に回転成分を持たせた場合を示す図。
【符号の説明】
１…外筒壁、２…エンドフランジ、３…内筒壁、４…燃焼室、５…拡散旋回バーナー、６…予混合器、７…火炎伝播管、８…旋回翼、９…予混合用燃料ノズル、１０ａ，１０ｂ…保炎器、１１…予混合気、１２ａ…燃焼用空気、１２ｂ…拡散燃焼用空気、１２ｃ…予混合用空気、１３ａ，１５ａ…ガス、１３ｂ…予混合燃焼用ガス燃料噴孔、１４…拡散燃焼用液体燃料噴孔、１５ｂ…予混合用燃料、１６ａ…液体燃料、１８…予混合火炎、１９…拡散火炎、２１…ガス及び液体燃料流路、２２…予混合器仕切板、２３…補助燃料、２４…補助燃料噴孔、２６…旋回燃焼空気孔、２７…アトマイズ空気噴孔、２８…スリット、２９…水噴射ノズル、３０…蒸気、３１…冷却孔、３２…補助予混合器。[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a gas turbine combustor, a combustion method for the gas turbine combustor, and a modification method for the gas turbine combustor.
[0002]
[Prior art]
Patent Documents 1 and 2 disclose examples of conventional gas turbine combustors that use both a premixed combustion method and a diffusion combustion method.
[0003]
[Patent Document 1]
JP-A-11-94255
[Patent Document 2]
JP-A-3-255815
[0004]
[Problems to be solved by the invention]
In the technique described in Patent Document 1, the coking phenomenon that the liquid fuel that has not completely evaporated in the evaporation process after the injection adheres to the flame stabilizer and is carbonized easily occurs, and the self-ignition of the premixed gas by the carbides There is a problem that flashback occurs when a flame flows into the premixed combustion burner. In addition, there is a problem that the cooling performance of a portion of the structure where the carbide adheres is deteriorated, and the carbide is peeled off and collides with another structure to be damaged. Furthermore, since the pre-evaporation pre-mixing method is used in combination with the diffusion combustion method, the system becomes complicated, and means for preventing coking inside the fuel nozzle and maintenance are required.
[0005]
In the technique described in Patent Document 2, the same problem as described above occurs even when a liquid fuel is used by a pre-evaporation premix combustion method. When a plurality of combustors are installed on the outer periphery of the gas turbine, and a premixed combustion burner is coaxially arranged on the outer periphery of the diffusion combustion burner as a pilot burner, the premixing air is spread around the diffusion flame as the pilot flame. Therefore, there is a problem in that the diffusion flame cannot reach the flame propagation tube connected to the side wall of the combustor, and ignition to the adjacent combustor becomes impossible.
[0006]
In the case of pre-evaporation mixing using a liquid fuel, pre-evaporation is impossible because the air temperature at the time of ignition is low, and ignition by a pilot burner becomes indispensable, and the problem of flame propagation becomes more important.
[0007]
An object of the present invention is to perform appropriate combustion in a combustor that can use gaseous fuel and liquid fuel and to improve the gas turbine combustor, the gas turbine combustor combustion method, and the modification of the gas turbine combustor excellent in low NOx. Is to provide a way.
[0008]
[Means for Solving the Problems]
A flame stabilizer is arranged radially at the outlet of the premixed combustion burner, and air is blown out at a position outside the pilot burner and inside the premixed combustion burner.
[0009]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
A pilot burner; a premixed combustion burner disposed on the outer periphery of the pilot burner; and a substantially cylindrical combustor inner cylinder wall disposed downstream of the premixed combustion burner and forming a combustion chamber therein. In a gas turbine combustor, a flame stabilizer radially arranged at an outlet of the premix combustion burner, and the pilot burner includes fuel injection means for injecting at least one of gas fuel and liquid fuel, A plurality of air injection holes for injecting air into the combustion chamber are provided outside the pilot burner and inside the premixed combustion burner. By installing the radial flame stabilizer at the outlet of the premix burner in this way, the fuel of the pilot burner forms a flame on the flame holding surface, and when gas fuel is used, the premix flame is stabilized and the liquid When fuel is used, the mixture of air discharged from the premix burner and the fuel of the pilot burner is promoted to prevent the diffusion flame from becoming longer. Further, the air injection holes between the pilot burner and the premix combustion burner prevent the temperature of the flame holding surface from rising, and further stabilize the diffusion flame.
[0010]
Further, by attaching a radial flame stabilizer, it is possible to make the temperature distribution at the combustor outlet uniform, which leads to protection of the turbine. Here, the radially arranged flame stabilizer means that the flame stabilizer shape when the pilot burner is viewed from the combustion chamber is a plurality of flame stabilizers from the inner circumferential side to the outer circumferential side (radially outward). The projection is shown.
[0011]
Further, a flame stabilizer arranged radially at the outlet of the premixed combustion burner and a flame propagation tube having an opening at a circumferential position coincident with one or more of the flame stabilizers on a side wall of the inner wall of the combustor. Shall be provided. As described above, since the flame propagation tube is connected to the side wall of the inner wall of the combustor with an opening at a circumferential position coincident with one of the flame stabilizers, the diffusion flame reaching the outlet of the premixed combustion burner is formed. Of these, only the flame diffused along the flame holding surface of the flame stabilizer reaches the flame propagation tube located on the outer peripheral side without being diluted by the premixed gas and can ignite another combustor. .
[0012]
Further, the flame stabilizer is inclinedly disposed such that the outer peripheral side is located on the downstream side of the inner peripheral side at the downstream edge, and the inclination angle with respect to the combustor central axis is preferably 30 degrees. It is assumed that the angle is not more than 60 degrees. As a result, the premixed combustion gas on the outer peripheral side is deflected in a direction converging on the axis of the combustor after passing through the downstream edge of the flame stabilizer, and the diffused combustion gas on the inner peripheral side is sufficiently diluted and mixed. In addition, the generation of NOx is reduced by preventing the diffusion flame from being prolonged, and the occurrence of a combustion temperature deviation at the combustor outlet is prevented, thereby preventing turbine blade damage.
[0013]
By inclining the radially arranged flame stabilizers so that the outer peripheral side is located on the downstream side of the inner peripheral side at the downstream edge, the effect of further improving the flame stability is achieved.
[0014]
Further, the flame stabilizer is fixed to the premixed combustion burner on the inner peripheral side, and an outer peripheral edge of the flame stabilizer is separated from the outer wall of the premixed combustion burner. As a result, stress caused by thermal expansion of the flame stabilizer can be released, and furthermore, a diffusion flame by premixed gas or air discharged into the combustion chamber from between the downstream edge of the flame stabilizer and the outer peripheral wall of the premixed combustion burner. The temperature of the side wall of the combustion chamber is prevented from rising.
[0015]
Further, the air injection hole has a structure in which air is swirled and jetted. As a result, the air spreads by swirling, thereby improving the cooling of the flame holding surface, and further expanding the circulating flow region by the swirling air to further stabilize the diffusion flame.
[0016]
Further, a slit is provided outside the air injection hole and inside the premixed combustion burner, and means for flowing air toward the flame stabilizer is provided between the slits. Thereby, the film-like air discharged from the slit covers the flame holding surface, and the cooling performance is improved.
[0017]
Further, a nozzle capable of injecting water or steam is provided at an air inlet or an air outlet of the pilot burner. Thus, during diffusion combustion of the liquid fuel, NOx can be effectively reduced by supplying water or steam to the vicinity of the fuel ejection section.
[0018]
Further, a partition plate for dividing the flow path of the premixed combustion burner in the circumferential direction is provided. This suppresses the circumferential drift of the premixed gas (or premixing air) inside the premixed combustion burner, reduces the flow velocity deviation and the fuel concentration deviation at the premixed combustion burner outlet, and reduces NOx. And prevent flashback.
[0019]
Further, the flame stabilizer is disposed so as to be located between the partition plate and an adjacent partition plate. This suppresses the circumferential drift of the premixed gas (or premixing air) flowing on the circumferential side of the flame stabilizer, and reduces the flow velocity deviation and fuel concentration deviation at the outlet of the premixed combustion burner, thereby reducing NOx. And prevent flashback.
[0020]
Further, the partition plate is arranged to protrude into the combustion chamber downstream of the flame stabilizer. Thereby, a stable circulating flow of the premixed gas can be formed downstream of the flame holding surface, and the stability of the premixed flame is improved.
[0021]
Further, it is assumed that the flame stabilizer is provided with a plurality of injection holes for ejecting premixed air or air into the combustion chamber. Thereby, the cooling performance of the flame holding surface is improved, and in the case of a premixed gas, stabilization of the premixed flame by the jet flame holding of the flame holding surface can be achieved.
[0022]
In addition, the edge of the inner partition wall of the premixed combustion burner has an inclined surface such that the premixed air or the air flow path cross-sectional area of the premixed combustion burner increases from the upstream to the downstream. . This makes it easier for the premixed gas or premixing air to flow toward the central axis of the combustor in the combustion chamber, thereby improving the mixing property with the diffusion fuel and reducing NOx.
[0023]
Further, a fuel injection hole capable of directly injecting auxiliary fuel into a combustion chamber is provided between the flame stabilizer and the pilot burner. Alternatively, a nozzle and an air flow path capable of injecting auxiliary fuel are provided between the premixed combustion burner and the pilot burner, and the fuel and the air are premixed and the second premixing is performed in the combustion chamber. A combustion burner shall be installed. Alternatively, between the flame stabilizers arranged radially and the flame stabilizers circumferentially adjacent to each other and downstream of the fuel injection nozzle of the premixed combustion burner, auxiliary fuel is premixed by the premixed combustion burner. Means for injecting air or air into the flow path are provided. Thus, the ignition of the diffusion flame and the premixed flame during the gas fuel combustion is ensured by the addition of the auxiliary fuel, and the combustion vibration is reduced by dispersing the fuel supply position in the radial direction of the combustion chamber.
[0024]
Further, the premixed combustion burner has a structure in which a plurality of fuel nozzles are divided into several parts so that fuel can be controlled and supplied. Further, a combination of fuel nozzles among fuel nozzles divided according to a gas turbine load is used. Has a control method that changes. This makes it possible to control the total fuel flow according to the load while maintaining the stability of the premixed flame during gas fuel combustion.
[0025]
(Example)
1 to 3 show a schematic structure of a gas turbine combustor as a first embodiment using the present invention. As shown in FIG. 1, the combustor is surrounded by an outer cylindrical wall 1 and an end flange 2, and is surrounded by an inner cylindrical wall 3; a combustion chamber 4; a diffusion swirler burner for diffusing combustion; , A flame propagation tube 7 for propagating a flame to another combustor at the time of ignition, and a fuel and air supply system.
[0026]
The diffusion swirling burner 5 installed on the center axis of the combustor swirls the diffusion combustion air 12b distributed from the combustion air 12a with the swirler 8, and discharges the gas from the gas 13a or the liquid fuel injection hole 14. It mixes with the fuel in the combustion chamber 4 to form a diffusion flame. Around the diffusion swirling burner 5, a plurality of swirling combustion air holes 26 for supplying the diffusion combustion air 12b to the combustion chamber 4 are further provided. The liquid fuel for diffusion combustion is atomized by a jet of atomized air supplied from an atomized air injection hole 27 provided around the liquid fuel injection hole 14. A water injection nozzle 29 is provided in the air inflow portion of the swirler 8, and can supply steam 30 to the combustion chamber while mixing with the diffusion combustion air 12 b.
[0027]
An annular premixer 6 installed around the diffusion swirling burner 5 premixes the fuel discharged from the gas 13a of the plurality of premixing fuel nozzles 9 and the premixing air 12c distributed from the combustion air 12a. A premixed gas 11 is generated, and a premixed flame 18 is formed and held by a flame stabilizer 10a provided at the inlet of the combustion chamber 4 downstream of the premixed gas 11. A plurality of flame stabilizers 10a are arranged radially with respect to the central axis of the combustor, and each flame stabilizer 10a is installed at an angle with respect to the central axis of the combustor. In the premixer 6, a partition plate 22 is provided so as to divide the flow path of the premixer 6 in the circumferential direction from the inlet of the premixer 6 to the upstream side of the flame stabilizer 10a.
[0028]
When viewed from the side of the combustor, the flame stabilizer 10a inclined with respect to the center axis of the combustor may be not only substantially flat but also slightly convex or concave.
[0029]
FIG. 2 is a cross-sectional view of the case where the two cans of the combustor of FIG. Eight flame stabilizers 10a are provided for each combustor, and each flame stabilizer 10a is installed upstream between the partition plates 22 of the premixer 6 and upstream between the premixing fuel nozzles. The flame propagation tube 7 is installed on the inner cylindrical wall 3 in the radial direction with respect to a certain flame stabilizer 10a installed on each combustor, and connects the two combustion chambers 4 to each other.
[0030]
FIG. 3 is an enlarged cross-sectional view of the combustor shown in FIG. 1 centering on a diffusion swirl burner. The function of each part and the flow direction of the passing fluid will be described below. The diffusion combustion air 12b of the diffusion swirl burner is swirled by the swirler 8 and flows into the combustion chamber at a certain inward angle toward the central axis of the combustor. The liquid fuel discharged from the liquid fuel nozzle and atomized by the atomized air is rapidly mixed with the swirling air flow having this inward angle, so that the generation of soot due to insufficient air combustion can be prevented and a stable diffusion flame can be formed. . The water injection nozzle 29 provided upstream of the swirler 8 injects water toward the swirler 8 to mix the diffusion combustion air 12b with the water. Further, thereafter, the water is rapidly mixed with the liquid fuel in the combustion chamber 4, so that the heat generation density of the fuel can be efficiently reduced, and the NOx can be reduced. The gas fuel injection holes provided in the vicinity of the air outlet of the swirler 8 eject the gas 15a at a certain outward angle with respect to the center axis of the combustor. When the flow rate of the injected gas fuel is small (when the load on the gas turbine is low), the gas 15a is mainly mixed with the diffusion combustion air 12b because the flow rate of the gas fuel is low and the penetration force with respect to the diffusion combustion air 12b is small. Combustion occurs near the central axis of the combustor and stable combustion can be achieved. When the gas turbine load increases and the gas 15a increases, the gas fuel has a large penetration force and mixes with the swirling combustion air holes 26 and the air (premixed air) flowing from the premixer 6; Reduction can be achieved. The swirling combustion air hole 26 is provided around the diffusion combustion burner so that the diffusion combustion air 12b can flow into the combustion chamber in the same swirling direction as the swirler 8 to increase the circulation flow near the combustor center axis. Along with stabilizing the flame, the spread of air toward the premixer 6 due to the swirling flow prevents the diffusion flame from adhering to the surface of the flame stabilizer 10a in contact with the combustion chamber 4 and prevents the temperature of the flame stabilizer 10a from rising. ing. A slit 28 is provided around the swirling combustion air hole 26, and the diffusion combustion air 12 b is formed into a film and is discharged to the surface of the flame stabilizer 10 a in contact with the combustion chamber 4, thereby further forming the flame stabilizer 10 a. Prevent temperature rise. The flame stabilizer 10a installed obliquely with respect to the central axis of the combustor narrows the annular premixer 6 flow path in the circumferential direction and expands the flow path in the inclined direction, so that the pressure loss in the premixer 6 is reduced. The premixing air 12c or the premixed gas 11 is discharged from the premixer 6 in the direction of the central axis of the combustor of the combustion chamber 4 while suppressing the increase in the pressure.
[0031]
The flame stabilizer 10a is arranged so as to be inclined such that the outer peripheral side is located at the downstream side of the inner peripheral side at the downstream edge, and the inclination angle with respect to the central axis of the combustor is preferably 30 degrees or more and 60 degrees or more. Degrees. As a result, the premixed combustion gas on the outer peripheral side is deflected in a direction converging on the axis of the combustor after passing through the downstream edge of the flame stabilizer, and the diffused combustion gas on the inner peripheral side is sufficiently diluted and mixed. In addition, the generation of NOx is reduced by preventing the diffusion flame from being prolonged, and the occurrence of a combustion temperature deviation at the combustor outlet is prevented, thereby preventing turbine blade damage.
[0032]
The reason why the inclination angle of the flame stabilizer 10a is set to 30 degrees or more and 60 degrees or less will be described. As shown in FIG. 13, as the inclination angle of the flame stabilizer 10a with respect to the central axis of the combustor decreases, the amplitude α of the combustion oscillation increases exponentially. This is because, as the inclination angle of the flame stabilizer 10a decreases, the premixed combustion gas converges on the axis of the combustor, the high-temperature diffusion combustion gas is diluted, and the stability of the flame decreases. Is increased. In particular, when the inclination angle is less than 30 degrees, the amplitude of the combustion oscillation increases remarkably. Next, the temperature deviation β at the combustor outlet increases exponentially as the inclination angle of the flame stabilizer 10a with respect to the combustor center axis increases. Since the inclination angle of the flame stabilizer is large, the amount of the premixed combustion gas eccentric in the direction converging to the axis of the combustor is small, and the premixed combustion gas travels in the combustion chamber 4 almost straight. Therefore, the diffused combustion gas and the premixed combustion gas on the inner peripheral side are not sufficiently mixed, and the outlet temperature distribution is biased, thereby damaging the downstream turbine blades. In particular, when the inclination angle exceeds 60 degrees, the temperature distribution deviation at the combustor outlet increases remarkably. Accordingly, in consideration of the amplitude of combustion oscillation and the temperature deviation at the combustor outlet, and the effects of both, it is preferable that the inclination angle be 30 degrees or more and 60 degrees or less.
[0033]
Next, in a premixed gas turbine combustor having a pilot burner, a premixed combustion burner arranged on the outer periphery of the pilot burner, and a substantially cylindrical combustor inner cylinder wall forming a combustion chamber therein, The principle of a combustor provided with a flame stabilizer 10a arranged radially at the outlet of the premixed combustion burner will be described. In the annular premixed combustion burner, when no flame stabilizer is provided at the outlet of the premixed combustion burner, the premixed combustion gas flows into the combustion chamber 4 in an annular shape. Therefore, the premixed combustion gas becomes a flow that envelops the diffusion combustion gas ejected from the pilot burner. Since the flow of the premixed combustion gas does not actively disrupt the flow of the diffusion combustion gas, it is difficult to uniformly stir the premixed combustion gas and the diffusion combustion gas. Therefore, uneven distribution of fuel occurs, which leads to generation of NOx. On the other hand, by attaching a flame stabilizer arranged radially to the outlet of the premixed combustion burner as in the present embodiment, the gas flowing out of the premixed combustion burner does not flow to the portion flowing in the circumferential direction. There are locations where the strength of the gas flow velocity is distributed alternately in the circumferential direction. With such a distribution, the premixed flame is stabilized when gas fuel is used, and the mixture of the air discharged from the premixed burner and the fuel of the pilot burner is promoted when liquid fuel is used, thereby preventing the diffusion flame from becoming longer. The uniform temperature distribution at the combustor outlet also helps protect the turbine. Furthermore, by inclining the surface of the flame stabilizer 10a in contact with the combustion chamber 4 to the central axis of the combustor, the premixed combustion gas flowing out of the premixed combustion burner is positively deflected in a direction to converge to the axis of the combustor. Let it. Then, the fuel gas intersects with the diffusion combustion gas ejected from the pilot burner, mixing is promoted, the NOx generation is reduced by preventing the diffusion flame from being prolonged, and the generation of the combustion temperature deviation at the combustor outlet is prevented by the turbine blade. Prevent damage. A flame stabilizer 10a radially arranged at the outlet of the premixed combustion burner and a flame stabilizer 10a in contact with the combustion chamber 4 are inclined with respect to the central axis of the combustor. It is possible to improve. It should be noted that the premixed flow channels flowing out of the surface of the flame stabilizer 10a in contact with the combustion chamber 4 do not necessarily have to have a constant interval in the circumferential direction, and as shown in FIG. Even if it is uniform, it is possible to dilute and mix the diffusion combustion gas ejected from the pilot burner. Further, as shown in FIG. 15, the premixed gas 11 flow path may have a rotation component around the axis of the combustor. By providing such a rotation component, a further stirring effect of the diffusion combustion gas and the premixed combustion gas can be expected. The reason why the radial flame stabilizer 10a inclined with respect to the central axis of the combustor is attached to the outlet of the premixed combustion burner is to prevent the premixed combustion gas from flowing into the combustion chamber 4 in an annular shape, The purpose is to make the mixed combustion gas eccentric to the diffusion combustion burner side. In order to achieve this object, for example, without providing the flame stabilizer 10a, an annular premixed combustion burner arranged on the outer periphery of the pilot burner is circumferentially divided by a partition wall, and the premixed combustion burner outlet is provided. Is directed to the pilot burner side, the premixed combustion gas flowing out of the premixed combustion burner has a distribution in which the strength of the flow velocity is alternately arranged in the circumferential direction, so that the flow path can be eccentric to the diffusion combustion burner side. It is possible to form the same premixing channel as when the radial flame stabilizer 10a is attached. However, by adopting the flame holder shape as in the present embodiment, the purpose is to prevent the premixed combustion gas from flowing into the combustion chamber 4 in an annular shape and to provide a flow path eccentric to the diffusion combustion burner side. It can be achieved with a simple structure.
[0034]
The flame stabilizer 10a is arranged in a cantilever shape on the inner peripheral side. That is, the flame holder 10a is supported (fixed) on the premixed combustion burner on the inner peripheral side, and the outer peripheral edge of the flame holder 10a is separated from the outer peripheral wall of the premixed combustion burner. . Thereby, the stress due to the thermal expansion of the flame stabilizer 10a can be released, and the premixed gas 11 or air discharged into the combustion chamber from between the downstream edge of the flame stabilizer 10a and the outer peripheral wall of the premixed combustion burner can be released. Accordingly, it is possible to prevent the temperature of the combustion chamber side wall from rising due to the diffusion flame.
[0035]
FIG. 4 and FIG. 5 show examples of operating conditions and flame shapes during combustion of gas fuel and liquid fuel in the combustor of FIG. 1, FIG. 2 and FIG.
[0036]
FIG. 4 shows the combustion state when the combustor is ignited, and the flame shapes when the gas fuel and the liquid fuel are burned are shown above and below the combustor center axis, respectively. First, in a certain combustor, gas 15a or liquid fuel 16a is supplied to the diffusion swirling burner 5, and a diffusion flame 19 is formed by using any ignition device. After mixing with the diffusion combustion air 12b, the gas 15a forms a diffusion flame 19, which is flame-stabilized by the diffusion swirling burner 5. Further, the downstream of the flame stabilizer 10a is a low-speed circulating flow region. It spreads radially along the flame 10a. Since the flame propagation tube 7 is arranged on the outer peripheral portion of the flame stabilizer 10a, the high-temperature combustion gas 20 flows into the flame propagation tube 7 via the flame stabilizer 10a without being diluted by the premixing air 12c. And the adjacent combustor can be ignited. In the case of using gaseous fuel, when the other can is ignited by the flame propagating pipe 7, the premixed fuel 15b is supplied in addition to the gas 15a to form the premixed flame 18, thereby further improving the flame propagation characteristics. I do.
[0037]
After the combustor is ignited, the fuel supply amount is increased, and the gas turbine is accelerated and loaded. FIG. 5 shows the flame shapes at the time of gas fuel and liquid fuel combustion at this time, respectively, above and below the central axis of the combustor. At the time of high-load combustion using gas fuel, diffusion premix combustion is performed using premix fuel to diffuse combustion for combustion stabilization and NOx reduction. The diffusion flame 19 is radially spread along the flame stabilizer 10a in the radial direction of the combustor, and the premixed flame 18 is spread radially by the flame stabilizer 10a which is arranged radially and is inclined in the direction of the combustor central axis. Stretch in the direction. For this reason, the high-temperature diffusion flame 19 and the low-temperature premixed flame 18 due to the lean combustion intersect in the circumferential direction of the combustor, and promotes NOx reduction and combustion stabilization by instantaneous temperature uniformization of the combustor head.
[0038]
The diffusion flame 19 when the liquid fuel is used spreads radially along the flame stabilizer 10a as described above, and the premixed air 12c is directed by the inclined flame stabilizer 10a in the direction of the central axis of the combustor, that is, the diffusion swirler burner 5. In the downstream portion of the combustion chamber 4, the mixing of the combustion gas by the premixing air 12c and the diffusion flame 19 is promoted, the temperature deviation at the combustor outlet is suppressed, and the burnout of the turbine blades can be prevented. In addition, since the diffusion flame 19 can be prevented from being prolonged due to the dilution effect of the premixing air 12c, the high-temperature combustion region can be reduced and the NOx emission can be reduced.
[0039]
In addition, there is a gap between the flame stabilizer 10a and the outer peripheral wall of the premixer 6, and high-speed air or premixed gas is blown out along the combustion chamber wall, so that the combustion chamber wall is cooled in all combustion states. And prevent the temperature from rising.
[0040]
FIG. 6 shows an example of the fuel and water flow control at the rated load from the combustor ignition. As shown in the upper diagram of FIG. 6, the premixed fuel nozzle is divided into four sections from F1 to F4, so that the premixed gas fuel can be controlled in separate systems.
[0041]
FIG. 6B shows the fuel flow rate with respect to the gas turbine load during the combustion of the gas fuel and the liquid fuel. In the case of gas fuel combustion, operation is performed with diffusion fuel up to a certain partial load through combustor ignition, gas turbine acceleration. After that, the premixed fuel is sequentially supplied from F1 to F4 as the load increases. By introducing the premixed fuel in stages in this manner, it is possible to control the premixed combustion under the optimum conditions that can prevent unstable combustion and flashback by controlling the mixture ratio of the premixed fuel and air. Become.
[0042]
In addition, when the liquid fuel is burned, only the diffusion fuel is used, but water is supplied at a certain partial load when the combustion is stable to reduce the NOx concentration.
[0043]
FIGS. 7 to 9 show another structure of the premixer 6 according to the embodiment of the invention shown in FIGS.
[0044]
FIG. 7 shows a case where the partition plate 22 is installed so as to protrude from the flame stabilizer 10a to a downstream portion. The partition plate 22 restricts the flow of the premixed gas from between the flame stabilizers 10a to the downstream in the circumferential direction, and stabilizes the circulating flow formed on the surface where the flame stabilizer 10a contacts the combustion chamber 4. Prevent unstable combustion and combustion oscillation of premixed air.
[0045]
And, by reducing the flow velocity deviation and fuel concentration deviation at the premixed combustion burner outlet,
NOx reduction and flashback can be prevented.
[0046]
FIG. 8 shows a structure in which a slit 28 and a plurality of cooling holes 31 are provided on the inner peripheral side of the flame stabilizer 10a. The cooling hole 31 provided inside the slit 28 is branched from the diffusion combustion air 12b and supplied, and ejects film-shaped air from the vicinity of the flame stabilizer toward the surface of the flame stabilizer 10a in contact with the combustion chamber 4. Thereby, it is possible to reliably prevent the temperature rise of the flame stabilizer 10a. Further, by providing a cooling hole in the flame stabilizer 10a from the inside of the premixer 6 to the downstream of the flame stabilizer 10a, the flame stabilizer 10a can be directly cooled and comes into contact with the combustion chamber 4. The premixed gas discharged from the surface of the flame stabilizer 10a through the cooling holes enables jet flame stabilization, thereby improving the stability of the premixed flame.
[0047]
FIG. 9 shows that the edge of the inner partition wall of the premixer 6 between the flame stabilizers 10a is such that the premixed gas 11 of the premixed combustion burner or the air flow passage cross-sectional area increases from the upstream to the downstream. This shows a case where the structure has an inclined surface. This makes it easier for the premixed gas or premixing air to flow toward the central axis of the combustor in the combustion chamber, thereby improving the mixing property with the diffusion fuel and reducing NOx.
[0048]
As another embodiment using the present invention, a flow path through which auxiliary fuel 23 can be supplied between the premixer 6 and the diffusion swirl burner is provided in the combustor of FIGS. FIG. 10 shows a structure in which a plurality of auxiliary fuel injection holes 24 are provided so that fuel can be directly injected into the combustion chamber 4 from between the air holes 26. In the case where the premixed flame has a poor transfer from the diffusion flame and the unburned fuel is discharged during the gas fuel combustion, particularly during the partial load operation of the gas turbine, the auxiliary fuel injection hole disposed near the flame stabilizer 10a. By injecting the gaseous fuel from 24 into the combustion chamber, the fuel concentration on the inner peripheral side of the premixed gas 11 increases, and the premixed gas 11 can be completely burned. Also, if the amount of the diffusion gas fuel is reduced to reduce NOx, the diffusion flame becomes unstable, and the premixed flame may fluctuate, causing large combustion vibration. In this case, by introducing the auxiliary fuel 23, the diffusion flame can be dispersed, so that the combustion oscillation can be suppressed.
[0049]
FIG. 11 is a vertical sectional view of a combustor as another embodiment using the present invention. As in the embodiment of FIG. 10, a flow path through which the auxiliary fuel 23 can be supplied is provided, and the premixer 6 has an inner peripheral wall at an inner peripheral wall of the premixer 6 at an upstream portion between the flame stabilizers 10a close to the premixer 6 outlet. An auxiliary fuel injection hole 24 from which fuel can be injected is provided. The fuel injected from the auxiliary fuel injection holes 24 is mixed with the premixed gas 11 or the premixing air, and is supplied to the combustion chamber 4 from between the flame stabilizers 10a. The effect is the same as that of the embodiment of FIG. 10, but NOx can be further reduced because the auxiliary fuel 23 is partially mixed with the premixed air 11 or the premixed air.
[0050]
In addition, during the gaseous fuel combustion, the transfer of the diffusion flame and the premixed flame is ensured by the supply of the auxiliary fuel 23, and the combustion oscillation is reduced by dispersing the fuel supply position in the radial direction of the combustion chamber.
[0051]
FIG. 12 shows another embodiment using the present invention in which an auxiliary premixer 32 is installed between the premixer 6 and the diffusion swirling burner 5 in the combustor shown in FIGS. 10 and 11. The effect of reducing the unburned fuel and suppressing the combustion vibration at the time of the partial load is the same as that of the combustor of FIGS. 10 and 11, but by installing the radial flame stabilizer 10b also at the outlet of the auxiliary premixer 32. Since the premixed flame due to the auxiliary fuel 23 is stabilized, and the diffusion flame can pass through the surface of the flame stabilizer 10b in contact with the combustion chamber 4 of the auxiliary premixer 32, the flame propagation characteristics to the adjacent can at the time of ignition and the combustor Further reduction of NOx can be achieved without impairing the uniform temperature characteristics of the outlet.
[0052]
Next, a description will be given below of a method of modifying an existing gas turbine combustor in which a premixed combustion burner is arranged around the pilot burner and the pilot burner by attaching a flame stabilizer 10a. When installing a radial flame stabilizer on an existing gas turbine combustor in which a premixed combustion burner is arranged on the outer periphery of the pilot burner and the pilot burner, the outer peripheral side of the downstream edge of the flame stabilizer rather than the inner peripheral side Is inclined and disposed so as to be located on the downstream side, and preferably, the inclination angle with respect to the central axis of the combustor is 30 degrees or more and 60 degrees or less. As a result, the premixed combustion gas on the outer peripheral side is deflected in a direction converging on the axis of the combustor after passing through the downstream edge of the flame stabilizer, and the diffused combustion gas on the inner peripheral side is sufficiently diluted and mixed. In addition, the generation of NOx is reduced by preventing the diffusion flame from being prolonged, and the occurrence of a combustion temperature deviation at the combustor outlet is prevented, thereby preventing turbine blade damage. Next, when the radial flame stabilizer is attached, it is arranged in a cantilever shape on the inner peripheral side. That is, the flame holder 10a is supported (fixed) on the premixed combustion burner on the inner peripheral side, and the outer peripheral edge of the flame holder 10a is separated from the outer peripheral wall of the premixed combustion burner. . Thereby, the stress due to the thermal expansion of the flame stabilizer 10a can be released, and the premixed gas 11 or air discharged into the combustion chamber from between the downstream edge of the flame stabilizer 10a and the outer peripheral wall of the premixed combustion burner can be released. Accordingly, it is possible to prevent the temperature of the side wall of the combustion chamber from rising due to the diffusion flame. As described above, in the gas turbine in which the already installed combustor is the pilot burner and the premixed combustion burner is arranged around the pilot burner, a new combustor to which the radial flame stabilizer 10a is attached is manufactured. By replacing the existing combustor with a radial flame stabilizer 10a instead of replacing it with an existing combustor, almost the same performance can be obtained and the production cost can be reduced. .
[0053]
As described above, by using the present invention in a combustor for a gas turbine, a combustion mode corresponding to gas and liquid fuel is realized, whereby both combustion stabilization and low NOx can be achieved. Further, since the mixing of air and fuel in the combustion field is promoted, the temperature of the combustion gas at the gas turbine inlet becomes uniform, and damage to the turbine blades can be prevented. Further, when the gas turbine system is constituted by a multi-can combustor and a flame propagation tube is used for igniting each can, the flame propagation performance is improved by the present invention, so that the ignition range is expanded.
[0054]
In addition, in existing gas turbine combustors in which a premixed combustion burner is arranged around the pilot burner and the pilot burner, a radial flame stabilizer is installed from the beginning by installing a radial flame stabilizer at the outlet of the premixed combustion burner. The same effect as a gas turbine combustor equipped with a vessel can be expected.
[0055]
【The invention's effect】
ADVANTAGE OF THE INVENTION According to this invention, appropriate combustion is performed in a combustor that can use gaseous fuel and liquid fuel, and a gas turbine combustor, a gas turbine combustor combustion method, and a gas turbine combustor modification method that are excellent in low NOx property Can be provided.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a cross-sectional view of a gas turbine combustor using the present invention.
FIG. 2 is a sectional view showing a configuration in which two cans of a combustor are connected by a flame propagation tube.
FIG. 3 is a sectional view showing a fuel nozzle and a flame stabilizer of a combustor.
FIG. 4 is a sectional view showing a flame shape during diffusion combustion of the combustor.
FIG. 5 is a sectional view showing a flame shape during diffusion and premix combustion of the combustor.
FIG. 6 is a diagram showing a flame stabilizer configuration and a flow rate relationship of a combustor.
FIG. 7 is a partially enlarged cross-sectional view of a premixer using the present invention.
FIG. 8 is a partially enlarged sectional view of a premixer using the present invention.
FIG. 9 is a partially enlarged cross-sectional view of a premixer using the present invention.
FIG. 10 is a cross-sectional view of a combustor using the present invention.
FIG. 11 is a sectional view of a combustor using the present invention.
FIG. 12 is a sectional view of a combustor using the present invention.
FIG. 13 is a diagram showing the inclination angle of the flame stabilizer with respect to the central axis of the combustor and the degree of influence of a phenomenon appearing by the inclination angle.
FIG. 14 is a diagram showing a case where a premixing channel is non-uniform in a circumferential direction.
FIG. 15 is a diagram showing a case where a rotational component is given to a premixing flow path around a combustor axis.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Outer cylinder wall, 2 ... End flange, 3 ... Inner cylinder wall, 4 ... Combustion chamber, 5 ... Diffusion swirl burner, 6 ... Premixer, 7 ... Flame propagation tube, 8 ... Swirler, 9 ... Premix Fuel nozzles, 10a, 10b: flame stabilizer, 11: premixed air, 12a: combustion air, 12b: diffusion combustion air, 12c: premixed air, 13a, 15a: gas, 13b: premixed combustion gas Fuel injection hole, 14: diffusion combustion liquid fuel injection hole, 15b: premix fuel, 16a: liquid fuel, 18: premix flame, 19: diffusion flame, 21: gas and liquid fuel flow path, 22: premix Container partition plate, 23: auxiliary fuel, 24: auxiliary fuel injection hole, 26: swirling combustion air hole, 27: atomized air injection hole, 28: slit, 29: water injection nozzle, 30: steam, 31: cooling hole, 32 ... Auxiliary premixer.

Claims

A pilot burner; a premixed combustion burner disposed on the outer periphery of the pilot burner; and a substantially cylindrical combustor inner cylinder wall disposed downstream of the premixed combustion burner and forming a combustion chamber therein. A gas turbine combustor,
A flame stabilizer radially arranged at an outlet of the premix combustion burner; and a fuel injection means for injecting at least one of gas fuel and liquid fuel, wherein the pilot burner is provided outside the pilot burner. A gas turbine combustor comprising a plurality of air injection holes for injecting air into a combustion chamber inside the premixed combustion burner.

The gas turbine combustor according to claim 1, further comprising: a flame propagation tube having an opening at a circumferential position coincident with one of the flame stabilizers on a side wall of the combustor inner cylinder wall. Combustor.

2. The gas turbine combustor according to claim 1, wherein the flame stabilizer is inclinedly disposed such that an outer peripheral side is located on a downstream side than an inner peripheral side at a downstream edge thereof, and the combustor is provided. A gas turbine combustor, wherein an inclination angle with respect to a central axis is 30 degrees or more and 60 degrees or less.

The gas turbine combustor according to claim 1,
The gas is characterized in that the flame stabilizer is fixed to the premixed combustion burner on the inner peripheral side, and an outer peripheral edge of the flame stabilizer is separated from the outer peripheral wall of the premixed combustion burner. Turbine combustor.

The gas turbine combustor according to claim 1, wherein the air injection hole has a structure in which air is swirled and jetted.

The gas turbine combustor according to claim 1,
A gas turbine combustor, characterized in that a slit is provided outside the air injection hole and inside the premixed combustion burner, and a means for flowing air toward the flame stabilizer is provided between the slits.

The gas turbine combustor according to claim 1, wherein a nozzle capable of injecting water or steam is provided at an air inlet or an air outlet of the pilot burner.

The combustor of a gas turbine according to claim 1,
A combustor comprising a partition plate for dividing a flow path of the premixed combustion burner in a circumferential direction.

A pilot burner provided with fuel injection means capable of injecting gaseous fuel and liquid fuel, a premixed combustion burner disposed on the outer periphery of the pilot burner, and a combustion chamber disposed downstream of the premixed combustion burner and having a combustion chamber therein. A gas turbine combustor comprising a substantially cylindrical combustor inner cylinder wall to be formed,
A flame stabilizer arranged radially at an outlet of the premixed combustion burner is provided, and the flame stabilizer is inclinedly arranged such that an outer peripheral side is located on a downstream side rather than an inner peripheral side at a downstream edge thereof. The flame stabilizer is fixed to the premixed combustion burner on the inner peripheral side, and the outer peripheral edge of the flame stabilizer is separated from the premixed combustion burner outer peripheral wall. Characteristic gas turbine combustor.

A pilot burner; a premixed combustion burner disposed on the outer periphery of the pilot burner; and a substantially cylindrical combustor inner cylinder wall disposed downstream of the premixed combustion burner and forming a combustion chamber therein. A combustion method for a gas turbine combustor,
A flame stabilizer is radially arranged at the outlet of the premixed combustion burner, at least one of gas fuel and liquid fuel is injected from the pilot burner, and a plurality of fuel burners are provided outside the pilot burner and inside the premixed combustion burner. A method for burning a gas turbine combustor, comprising blowing air out of an air injection hole into a combustion chamber.

A pilot burner provided with fuel injection means capable of injecting gaseous fuel and liquid fuel, a premixed combustion burner disposed in a premixed flow path on the outer periphery of the pilot burner, and disposed downstream of the premixed combustion burner A gas turbine combustor having a substantially cylindrical combustor inner cylinder wall forming a combustion chamber therein,
A radial flame stabilizer is attached to the outlet of the premixing channel, and the flame stabilizer is inclinedly disposed such that the outer peripheral side is located downstream from the inner peripheral side, and the outer peripheral side of the flame stabilizer A method for remodeling a gas turbine combustor, wherein an edge of a premixed combustion burner and an outer peripheral wall of the premixed combustion burner are arranged with an interval.

A pilot burner; a premixing flow path disposed on the outer periphery of the pilot burner; and a substantially cylindrical combustor inner cylinder wall disposed downstream of the premixing flow path and forming a combustion chamber therein. A premixed gas turbine combustor,
First, the fluid in the premixing channel has a different flow velocity in the direction of the central axis of the combustor at the outlet of the premixing channel, and Thirdly, a premixed gas turbine combustor configured to intersect fuel injected from the pilot burner toward the side.