【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービン燃焼器の燃料供給装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
図４は、従来のガスタービン用低ＮＯｘ燃焼器の全体構成図である。この図に示すように、従来の低ＮＯｘ燃焼器は、中央部に配置されたパイロットバーナー８と、そのまわりに配置された複数（図には１つのみを示す）のメインバーナー９とを備える。なお、この図において、１はスクロール部、２は燃焼器ライナ、３はケーシング、４は点火栓（イグナイタ）であり、空気６がケーシング３とライナ２の間を流れてバーナー８、９に達し、このバーナーとその他の部分を通ってライナ２内に流入して火炎７ａ，７ｂを形成し、発生した燃焼ガスがスクロール部１を通って図示しないガスタービンに導かれ、これを駆動するようになっている。
【０００３】
この図において、メインバーナー９は、互いに同軸に配置された主噴射弁９ａと予混合管９ｂとからなる。主噴射弁９ａには、ケーシング３を通して外部から燃料Ｆが供給される。この燃料には、液体燃料を用いる。予混合管９ｂは、この図で下端部が開口した円筒形の筒であり、内部で燃料と空気が互いに混合しやすくなっている。すなわち、メインバーナー９は、主噴射弁９ａと予混合管９ｂで構成された予混合希薄バーナーである。この構成により、主噴射弁９ａにより予混合管９ｂ内に燃料Ｆを噴射し、予混合管９ｂ内で燃料Ｆを十分な空気量と予混合しこれを希薄燃焼させることができる。
かかる予混合燃焼方式の燃焼器では、燃料を十分な空気量と予混合しこれを希薄燃焼させるものであり、このためホットスポットがなく、高温火炎の発生をなくし低ＮＯｘ化を実現することができる。
【０００４】
なお、従来のガスタービン用燃焼器は、例えば特許文献１、特許文献２、等に開示されている。
【０００５】
【特許文献１】
特開２００２−１３０６７５号公報
【特許文献２】
特開２００２−１９５５６２号公報
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
ジェットエンジンは高効率化のため高温・高圧化傾向にあり、燃焼器入口・出口の空気温度は高温（例えば約６００℃前後）となる。そのため、この高温に晒された燃料は燃料供給ライン中でコーキングを起こしやすく、このコーキングにより、燃焼器、タービンの耐久性が低下する問題点があった。
【０００７】
コーキングは燃料温度が高くなるほど発生しやすい。そこで、従来から燃料流路の外側に熱遮蔽板を設け、ジェットエンジンの燃焼器の燃料流路内の燃料温度が高くならないようにしていた。しかし、ジェットエンジンの高温高圧化で燃焼器入口の空気温度は上昇し、高温空気からのエネルギーで燃料供給流路の壁温が上がり、熱遮蔽板だけでは燃料コーキングを防ぐことができない。
【０００８】
特に、最近の低ＮＯｘ燃焼器では上述したようにパイロットバーナーとメインバーナーの２系統を備える場合が多く、この場合、エンジンのレーティングによってはメイン系統には燃料が流れておらず高温空気に晒されているため、燃料流路が高温になっている。このような状態でメインに急に燃料を出し始めると燃料が過熱され流路内でコーキングを起こすことが避けられなかった。
【０００９】
また、外気温度が低く燃料タンク内の燃料温度が低下すると、燃料の粘度が増加し、燃料の微細化が悪くなり、低回転域での燃焼効率が低下し、燃焼安定性が悪化する問題点があった。
【００１０】
本発明はかかる問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、燃料を流さずに高温空気に晒された後に、燃料系統に燃料を供給する場合でも、燃料の過熱を防止し燃料系統内でのコーキングを防止することができ、かつ、外気温度が低く燃料タンク内の燃料温度が低下する場合でも、燃料の微細化を高め、低回転域での燃焼効率を向上し、燃焼安定性を高めることができるガスタービン燃焼器の燃料供給装置を提供することにある。
【００１１】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、ガスタービン燃焼器に燃料を供給する内管（１２ａ）と該内管を間隔を隔てて囲む外管（１２ｂ）とからなる２重燃料管（１２）と、燃料タンクから前記内管と外管との隙間に燃料を供給しかつ昇温した燃料を燃料タンクに戻す燃料循環装置（１４）と、前記昇温した燃料の一部を内管に供給する燃料供給装置（１６）とを備える、ことを特徴とするガスタービン燃焼器の燃料供給装置が提供される。
【００１２】
上記本発明の構成によれば、２重燃料管（１２）が内管（１２ａ）と外管（１２ｂ）とからなり、燃料循環装置（１４）により前記内管と外管との隙間に燃料を供給し、昇温した燃料を燃料タンクに戻すので、内管（１２ａ）のまわりを昇温前の比較的低温の燃料で囲み、内管の過熱を防ぐことができる。従って、内管に燃料を流さずに２重燃料管（１２）が高温空気に晒された場合でも、内管を燃料がコーキングを起こす温度以下に保持することができ、高温空気に晒された後に、燃料系統に燃料を供給する場合でも、燃料の過熱を防止し燃料系統内でのコーキングを防止することができる。
また、燃料供給装置（１６）により昇温した燃料の一部を内管に供給するので、外気温度が低く燃料タンク内の燃料温度が低下する場合でも、燃料の微細化を高め、低回転域での燃焼効率を向上し、燃焼安定性を高めることができる。
【００１３】
本発明の好ましい実施形態によれば、前記昇温した燃料の温度を検出し、この温度が所定の温度を超えないように燃料の供給量を制御する燃料制御装置（１８）を備える。
この構成により、前記内管と外管との隙間で加熱される燃料の昇温温度を所定の温度（例えば燃料コーキング防止許容温度）を超えないように抑えることができる。
【００１４】
前記２重燃料管（１２）は、前記内管と外管との隙間を長手方向に２つに仕切る仕切部材（１２ｃ）を有し、該仕切部材（１２ｃ）のガスタービン燃焼器側端部に連通孔が設けられている。
この構成により、仕切部材（１２ｃ）で仕切られた一方から燃料を供給し、連通孔を通して他方の側に流し、仕切られた他方から加熱された燃料を戻すことができる。
【００１５】
ガスタービン燃焼器は、パイロットバーナーとメインバーナーの２系統を備え、前記２重燃料管（１２）は、メインバーナーに燃料を供給するための燃料供給管である、ことが好ましい。
パイロットバーナーは始動後は常時燃焼を継続し、燃料が供給管内を流れているので、コーキングの発生する可能性が少ない。一方、メインバーナーは、エンジンのレーティングによってはメイン系統には燃料が流れておらず高温空気に晒されるが、この構成により、メインバーナーに燃料を供給するための燃料供給管の内管がまわりの燃料で冷却されているので、この状態でメインバーナーに急に燃料を供給し始めても燃料の過熱を防ぎ流路内でのコーキングを防止することができる。
【００１６】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の好ましい実施形態を図面を参照して説明する。なお、各図において、共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００１７】
図１は、本発明の燃料供給装置の全体構成図である。この図において、ガスタービン燃焼器２０は、パイロットバーナー２１とメインバーナー２２の２系統を備える。パイロットバーナー２１は、好ましくは拡散バーナーであり、始動後は常時燃焼を継続する。また、メインバーナー２２は例えば予混合予蒸発管を有する予混合バーナーである。メインバーナー２２は複数設けられ、エンジンのレーティングに応じて燃料を供給し或いは供給を停止するようになっている。
【００１８】
本発明のガスタービン燃焼器の燃料供給装置１０は、ガスタービン燃焼器２０に燃料を供給する２重燃料管１２と、燃料循環装置１４及び燃料供給装置１６を備える。
【００１９】
２重燃料管１２は、この例では、ガスタービン燃焼器２０のメインバーナー２２に燃料を供給するようになっており、パイロットバーナー２１への燃料の供給は、単管の燃料供給管２３により、別系統で燃料タンク１１から供給されるようになっている。なお、本発明はこの構成に限定されず、パイロットバーナー２１への燃料供給にも２重燃料管１２を用いてもよい。
【００２０】
図２は、図１の主要部の拡大図であり、図３は、図２の２重燃料管１２の説明図である。また、図３において、（Ａ）は軸方向断面図、（Ｂ）は軸方向から見た図である。
【００２１】
図２、３に示すように、２重燃料管１２は、内管１２ａと外管１２ｂとからなる。内管１２ａの先端はメインバーナー２２の燃料供給口に連通し、末端は燃料供給装置１６に連通している。
【００２２】
外管１２ｂは、内管１２ａを間隔を隔てて囲んでいる。なお外管１２ｂは、内管１２ａの全長にわたるのが好ましいが、これに限定されず、図のように、内管１２ａの先端部（バーナー側）及び末端部（燃料タンク側）が露出してもよい。
【００２３】
また、図３に示すように、２重燃料管１２は、内管１２ａと外管１２ｂとの隙間を長手方向に２つの流路１３ａ，１３ｂに仕切る仕切部材１２ｃを有する。この仕切部材１２ｃは、内管１２ａと外管１２ｂの間を軸方向に延びる細長い２枚の平板である。この２枚の平板は、管の軸方向に単に延びていてもよく、或いは内管１２ａのまわりに螺旋状に捩じれていてもよい。
【００２４】
仕切部材１２ｃのガスタービン燃焼器側端部には図示しない連通孔が設けられており、この連通孔を通して長手方向に仕切られた一方から他方に燃料が流れるようになっている。
【００２５】
また図１、図２に示すように、２重燃料管１２及び単管の燃料供給管２３を囲み外部からの熱の侵入を低減する遮熱板１９を設けるのがよい。
【００２６】
図１において、燃料循環装置１４は、燃料ポンプ１４ａ、燃料供給管１４ｂ、燃料戻り管１４ｃ及び流量調節弁１４ｄからなり、燃料タンク１１から内管１２ａと外管１２ｂとの一方の隙間１３ａに燃料を供給し、かつ昇温した燃料を他方の隙間１３ｂから燃料タンク１１に戻すようになっている。
また、燃料供給装置１６は、燃料戻り管１４ｃと内管１２ａの末端を結ぶ燃料供給管１６ａと流量調節弁１６ｂからなり、隙間１３ｂから燃料タンク１１に戻る昇温した燃料の一部を内管１２ａに供給するようになっている。
【００２７】
燃料制御装置１８は、燃料戻り管１４ｃに取付けられた温度検出器１８ａと電子制御装置１８ｂ（例えば、ＦＡＤＥＣ：Ｆｕｌｌ Ａｕｔｈｏｌｉｔｙ Ｄｉｇｉｔａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｃｏｎｔｒｏｌ）からなり、温度検出器１８ａにより昇温した燃料の温度を検出し、この温度が所定の温度を超えないように燃料の供給量を制御するようになっている。
【００２８】
上述した本発明の構成によれば、２重燃料管１２が内管１２ａと外管１２ｂとからなり、燃料循環装置１４により内管と外管との隙間に燃料を供給し、昇温した燃料を燃料タンクに戻すので、内管１２ａのまわりを昇温前の比較的低温の燃料で囲み、内管の過熱を防ぐことができる。
従って、内管１２ａに燃料を流さずに２重燃料管１２が高温空気に晒された場合でも、内管１２ａを燃料がコーキングを起こす温度以下に保持することができ、高温空気に晒された後に、燃料系統に燃料を供給する場合でも、燃料の過熱を防止し燃料系統内でのコーキングを防止することができる。
また、燃料供給装置１６により昇温した燃料の一部を内管１２ａに供給するので、外気温度が低く燃料タンク内の燃料温度が低下する場合でも、燃料の微細化を高め、低回転域での燃焼効率を向上し、燃焼安定性を高めることができる。
【００２９】
また、本発明の燃料制御装置１８を備える構成により、前記内管と外管との隙間で加熱される燃料の昇温温度を所定の温度（例えば燃料コーキング防止許容温度）を超えないように抑えることができる。
【００３０】
さらに、内管と外管との隙間を長手方向に２つに仕切る仕切部材１２ｃと、そのガスタービン燃焼器側端部に設けられている連通孔により、仕切部材１２ｃで仕切られた一方１３ａから燃料を供給し、連通孔を通して他方１３ｂの側に流し、仕切られた他方１３ｂから加熱された燃料を戻すことができる。
【００３１】
また、パイロットバーナーとメインバーナーの２系統を備え、２重燃料管１２を、メインバーナーに燃料を供給するために用いることにより、メインバーナーは、エンジンのレーティングによってはメイン系統には燃料が流れておらず高温空気に晒されるが、メインバーナーに燃料を供給するための燃料供給管の内管がまわりの燃料で冷却されているので、この状態でメインバーナーに急に燃料を供給し始めても燃料の過熱を防ぎ流路内でのコーキングを防止することができる。
【００３２】
なお本発明は上述した実施形態に限られるものではなく、発明の要旨を逸脱しない範囲で種々の変更が可能である。
【００３３】
【発明の効果】
上述したように、本発明によれば、メイン燃料流路を２重環状流路管とし、外側環状流路に常に燃料を循環させることにより、エンジンの高回転域で内側環状流路内の燃料温度は燃料の出始めを含むいかなる場合でも上昇せず、コーキングは発生しない。一方低回転域では燃料を循環させることにより、周囲空気から燃料にエネルギーが与えられ、燃料の粘度が低下し、微粒化が促進される。これにより低回転域での燃焼効率の向上、燃焼安定性が向上する。
【００３４】
従って、本発明のガスタービン燃焼器の燃料供給装置は、燃料を流さずに高温空気に晒された後に、燃料系統に燃料を供給する場合でも、燃料の過熱を防止し燃料系統内でのコーキングを防止することができ、かつ、外気温度が低く燃料タンク内の燃料温度が低下する場合でも、燃料の微細化を高め、低回転域での燃焼効率を向上し、燃焼安定性を高めることができる、等の優れた効果を有する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の燃料供給装置の全体構成図である。
【図２】図１の主要部の拡大図である。
【図３】図２の主要部の拡大図である。
【図４】従来のガスタービン用低ＮＯｘ燃焼器の構成図である。
【符号の説明】
１ スクロール部、２ 燃焼器ライナ、
３ ケーシング、４ 点火栓（イグナイタ）、
６ 空気、７ 火炎、
７ａ パイロット火炎（拡散火炎）、７ｂ メイン火炎（予混合火炎）、
８ パイロットバーナー、９ メインバーナー、
９ａ 主噴射弁、９ｂ 予混合管、
１０ 燃料供給装置、１１ 燃料タンク、
１２ ２重燃料管、１２ａ 内管、１２ｂ 外管、
１２ｃ 仕切部材、１３ａ，１３ｂ 流路、
１４ 燃料循環装置、１４ａ 燃料ポンプ、
１４ｂ 燃料供給管、１４ｃ 燃料戻り管、
１４ｄ 流量調節弁、１６ 燃料供給装置、
１６ａ 燃料供給管、１６ｂ 流量調節弁、
１８ 燃料制御装置、１８ａ 温度検出器、
１８ｂ 電子制御装置、１９ 遮熱板[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a fuel supply device for a gas turbine combustor.
[0002]
[Prior art]
FIG. 4 is an overall configuration diagram of a conventional low NOx combustor for a gas turbine. As shown in this figure, the conventional low NOx combustor includes a pilot burner 8 disposed at a central portion, and a plurality (only one is shown in the figure) of main burners 9 disposed therearound. . In this figure, 1 is a scroll portion, 2 is a combustor liner, 3 is a casing, 4 is an ignition plug (igniter), and air 6 flows between the casing 3 and the liner 2 to reach burners 8 and 9. The gas flows into the liner 2 through the burner and other parts to form flames 7a and 7b, and the generated combustion gas is guided to a gas turbine (not shown) through the scroll unit 1 to drive the gas turbine. Has become.
[0003]
In this figure, the main burner 9 comprises a main injection valve 9a and a premixing pipe 9b which are arranged coaxially with each other. Fuel F is supplied to the main injection valve 9a from the outside through the casing 3. As this fuel, a liquid fuel is used. The premix tube 9b is a cylindrical tube having a lower end opened in this figure, and the fuel and air are easily mixed with each other inside. That is, the main burner 9 is a premix lean burner constituted by the main injection valve 9a and the premix pipe 9b. According to this configuration, the fuel F can be injected into the premixing pipe 9b by the main injection valve 9a, and the fuel F can be premixed with a sufficient amount of air in the premixing pipe 9b to perform lean combustion.
In such a premixed combustion type combustor, the fuel is premixed with a sufficient amount of air and the mixture is subjected to lean combustion. Therefore, there is no hot spot, and it is possible to eliminate the generation of a high-temperature flame and realize a low NOx reduction. it can.
[0004]
Note that conventional gas turbine combustors are disclosed in, for example, Patent Literature 1, Patent Literature 2, and the like.
[0005]
[Patent Document 1]
Japanese Patent Application Laid-Open No. 2002-130675 [Patent Document 2]
JP 2002-195562 A
[Problems to be solved by the invention]
Jet engines tend to be high temperature and high pressure for high efficiency, and the air temperature at the inlet and outlet of the combustor becomes high (for example, about 600 ° C.). Therefore, the fuel exposed to the high temperature easily causes caulking in the fuel supply line, and there is a problem that the durability of the combustor and the turbine is reduced by the coking.
[0007]
Caulking is more likely to occur at higher fuel temperatures. Therefore, conventionally, a heat shield plate is provided outside the fuel flow path to prevent the fuel temperature in the fuel flow path of the combustor of the jet engine from increasing. However, the temperature of the air at the inlet of the combustor rises due to the high temperature and high pressure of the jet engine, and the wall temperature of the fuel supply flow path rises due to the energy from the high-temperature air.
[0008]
In particular, recent low NOx combustors often have two systems, a pilot burner and a main burner, as described above. In this case, depending on the rating of the engine, fuel is not flowing through the main system and is exposed to high-temperature air. Therefore, the temperature of the fuel passage is high. In such a state, if the fuel is suddenly started to be discharged to the main, the fuel is overheated and coking in the flow passage cannot be avoided.
[0009]
Also, when the outside air temperature is low and the fuel temperature in the fuel tank is lowered, the viscosity of the fuel is increased, the fineness of the fuel is reduced, the combustion efficiency in a low rotation range is reduced, and the combustion stability is deteriorated. was there.
[0010]
The present invention has been made to solve such a problem. That is, an object of the present invention is to prevent overheating of the fuel and prevent coking in the fuel system even when supplying fuel to the fuel system after being exposed to high-temperature air without flowing the fuel, In addition, even when the outside air temperature is low and the fuel temperature in the fuel tank is low, the fuel of a gas turbine combustor that can increase the fineness of the fuel, improve the combustion efficiency in a low rotation speed range, and improve the combustion stability. It is to provide a supply device.
[0011]
[Means for Solving the Problems]
According to the present invention, a double fuel pipe (12) composed of an inner pipe (12a) for supplying fuel to a gas turbine combustor and an outer pipe (12b) surrounding the inner pipe at a distance, and a fuel tank. A fuel circulating device (14) for supplying fuel to the gap between the inner tube and the outer tube and returning the heated fuel to the fuel tank; and a fuel supply device for supplying a part of the heated fuel to the inner tube ( 16) is provided, the fuel supply device for a gas turbine combustor being provided.
[0012]
According to the configuration of the present invention, the double fuel pipe (12) includes the inner pipe (12a) and the outer pipe (12b), and the fuel circulation device (14) fills the gap between the inner pipe and the outer pipe with the fuel. Is supplied to the fuel tank, and the heated fuel is returned to the fuel tank. Therefore, the inner pipe (12a) is surrounded by a relatively low-temperature fuel before the temperature is raised, thereby preventing the inner pipe from being overheated. Therefore, even when the double fuel pipe (12) is exposed to the high-temperature air without flowing the fuel into the inner pipe, the inner pipe can be maintained at a temperature lower than the temperature at which the fuel causes coking, and the inner pipe is exposed to the high-temperature air. Later, even when fuel is supplied to the fuel system, overheating of the fuel can be prevented and coking in the fuel system can be prevented.
In addition, since a part of the fuel whose temperature has been increased by the fuel supply device (16) is supplied to the inner pipe, even when the outside air temperature is low and the fuel temperature in the fuel tank is reduced, the miniaturization of the fuel is enhanced and the low rotation range is reduced. The combustion efficiency can be improved, and the combustion stability can be improved.
[0013]
According to a preferred embodiment of the present invention, there is provided a fuel control device (18) for detecting the temperature of the heated fuel and controlling the fuel supply amount so that the temperature does not exceed a predetermined temperature.
With this configuration, the temperature of the fuel heated in the gap between the inner pipe and the outer pipe can be suppressed so as not to exceed a predetermined temperature (for example, a fuel coking prevention allowable temperature).
[0014]
The double fuel pipe (12) has a partition member (12c) that divides a gap between the inner pipe and the outer pipe into two in the longitudinal direction, and a gas turbine combustor side end of the partition member (12c). Is provided with a communication hole.
With this configuration, it is possible to supply fuel from one of the partitions partitioned by the partition member (12c), flow the fuel to the other side through the communication hole, and return heated fuel from the other partitioned partition.
[0015]
It is preferable that the gas turbine combustor includes two systems of a pilot burner and a main burner, and the double fuel pipe (12) is a fuel supply pipe for supplying fuel to the main burner.
After starting, the pilot burner continuously burns, and since fuel flows through the supply pipe, the possibility of coking is low. On the other hand, the main burner is exposed to high-temperature air without fuel flowing through the main system depending on the rating of the engine.However, with this configuration, the inner pipe of the fuel supply pipe for supplying fuel to the main burner is Since the fuel is cooled by the fuel, even when the fuel is suddenly started to be supplied to the main burner in this state, overheating of the fuel can be prevented and coking in the flow passage can be prevented.
[0016]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings. In each of the drawings, common portions are denoted by the same reference numerals, and redundant description is omitted.
[0017]
FIG. 1 is an overall configuration diagram of the fuel supply device of the present invention. In this figure, a gas turbine combustor 20 includes two systems, a pilot burner 21 and a main burner 22. The pilot burner 21 is preferably a diffusion burner, and continuously burns after starting. The main burner 22 is, for example, a premix burner having a premix pre-evaporation tube. A plurality of main burners 22 are provided to supply or stop supplying fuel according to the rating of the engine.
[0018]
The fuel supply device 10 for a gas turbine combustor according to the present invention includes a double fuel pipe 12 that supplies fuel to a gas turbine combustor 20, a fuel circulation device 14, and a fuel supply device 16.
[0019]
In this example, the dual fuel pipe 12 supplies fuel to the main burner 22 of the gas turbine combustor 20, and fuel is supplied to the pilot burner 21 by a single fuel supply pipe 23. It is supplied from a fuel tank 11 in another system. The present invention is not limited to this configuration, and the dual fuel pipe 12 may be used for supplying fuel to the pilot burner 21.
[0020]
FIG. 2 is an enlarged view of a main part of FIG. 1, and FIG. 3 is an explanatory diagram of the dual fuel pipe 12 of FIG. 3A is a sectional view in the axial direction, and FIG. 3B is a view as seen from the axial direction.
[0021]
As shown in FIGS. 2 and 3, the dual fuel pipe 12 includes an inner pipe 12a and an outer pipe 12b. The distal end of the inner pipe 12 a communicates with the fuel supply port of the main burner 22, and the distal end communicates with the fuel supply device 16.
[0022]
The outer tube 12b surrounds the inner tube 12a at intervals. The outer pipe 12b preferably extends over the entire length of the inner pipe 12a, but is not limited to this. As shown in the figure, the tip (burner side) and end (fuel tank side) of the inner pipe 12a are exposed. Is also good.
[0023]
As shown in FIG. 3, the double fuel pipe 12 has a partition member 12c that partitions a gap between the inner pipe 12a and the outer pipe 12b into two flow paths 13a and 13b in the longitudinal direction. The partition member 12c is two elongated flat plates extending in the axial direction between the inner tube 12a and the outer tube 12b. The two flat plates may simply extend in the axial direction of the tube, or may be helically twisted around the inner tube 12a.
[0024]
A communication hole (not shown) is provided at an end of the partition member 12c on the gas turbine combustor side, and fuel flows from one of the longitudinally partitioned ones to the other through the communication hole.
[0025]
As shown in FIGS. 1 and 2, it is preferable to provide a heat shield plate 19 which surrounds the double fuel pipe 12 and the single fuel supply pipe 23 and reduces heat intrusion from the outside.
[0026]
In FIG. 1, a fuel circulating device 14 includes a fuel pump 14a, a fuel supply pipe 14b, a fuel return pipe 14c, and a flow control valve 14d, and a fuel is supplied from the fuel tank 11 to one gap 13a between the inner pipe 12a and the outer pipe 12b. And the fuel whose temperature has been raised is returned to the fuel tank 11 through the other gap 13b.
The fuel supply device 16 includes a fuel supply pipe 16a connecting the end of the inner pipe 12a and a fuel return pipe 14c and a flow control valve 16b, and a part of the heated fuel that returns to the fuel tank 11 from the gap 13b. 12a.
[0027]
The fuel control unit 18 includes a temperature detector 18a attached to the fuel return pipe 14c and an electronic control unit 18b (for example, FADEC: Full Authority Digital Electric Control), and detects the temperature of the fuel whose temperature has been raised by the temperature detector 18a. The fuel supply amount is controlled so that this temperature does not exceed a predetermined temperature.
[0028]
According to the configuration of the present invention described above, the double fuel pipe 12 is composed of the inner pipe 12a and the outer pipe 12b, and the fuel is supplied to the gap between the inner pipe and the outer pipe by the fuel circulating device 14 to increase the temperature of the fuel. Is returned to the fuel tank, so that the inner pipe 12a can be surrounded with a relatively low-temperature fuel before the temperature rise to prevent overheating of the inner pipe.
Therefore, even when the double fuel pipe 12 is exposed to the high-temperature air without flowing the fuel through the inner pipe 12a, the inner pipe 12a can be kept at a temperature lower than the temperature at which the fuel causes coking, and the inner pipe 12a is exposed to the high-temperature air. Later, even when fuel is supplied to the fuel system, overheating of the fuel can be prevented and coking in the fuel system can be prevented.
In addition, since a part of the fuel whose temperature has been raised by the fuel supply device 16 is supplied to the inner pipe 12a, even when the outside air temperature is low and the fuel temperature in the fuel tank is reduced, the fineness of the fuel is increased and the fuel is supplied in the low rotation range. Can improve the combustion efficiency and the combustion stability.
[0029]
Further, with the configuration including the fuel control device 18 of the present invention, the temperature increase of the fuel heated in the gap between the inner pipe and the outer pipe is suppressed so as not to exceed a predetermined temperature (for example, a fuel coking prevention allowable temperature). be able to.
[0030]
Further, a partition member 12c that partitions the gap between the inner pipe and the outer pipe into two in the longitudinal direction, and a communication hole provided at a gas turbine combustor side end of the partition member 12c from one 13a partitioned by the partition member 12c. The fuel can be supplied, flown to the side of the other 13b through the communication hole, and the heated fuel can be returned from the partitioned other 13b.
[0031]
In addition, by providing two systems, a pilot burner and a main burner, and using the dual fuel pipe 12 to supply fuel to the main burner, the main burner can flow fuel through the main system depending on the rating of the engine. However, since the inner pipe of the fuel supply pipe for supplying fuel to the main burner is cooled by the surrounding fuel, even if fuel is suddenly supplied to the main burner in this state, fuel Overheating can be prevented and caulking in the flow path can be prevented.
[0032]
The present invention is not limited to the above-described embodiment, and various changes can be made without departing from the gist of the invention.
[0033]
【The invention's effect】
As described above, according to the present invention, the main fuel flow path is a double annular flow path pipe, and the fuel is always circulated in the outer annular flow path, so that the fuel in the inner annular flow path in a high engine speed range is provided. The temperature does not rise in any case, including the onset of fuel, and no coking occurs. On the other hand, by circulating the fuel in the low rotation speed region, energy is given to the fuel from the surrounding air, the viscosity of the fuel is reduced, and the atomization is promoted. This improves the combustion efficiency and combustion stability in the low rotation range.
[0034]
Therefore, the fuel supply device for a gas turbine combustor according to the present invention prevents overheating of the fuel and prevents coking in the fuel system even when the fuel is supplied to the fuel system after being exposed to high-temperature air without flowing the fuel. And, even when the outside air temperature is low and the fuel temperature in the fuel tank is low, it is possible to increase the fineness of the fuel, improve the combustion efficiency in the low rotation range, and increase the combustion stability. It has excellent effects such as being able to.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is an overall configuration diagram of a fuel supply device of the present invention.
FIG. 2 is an enlarged view of a main part of FIG.
FIG. 3 is an enlarged view of a main part of FIG. 2;
FIG. 4 is a configuration diagram of a conventional low NOx combustor for a gas turbine.
[Explanation of symbols]
1 scroll part, 2 combustor liner,
3 casing, 4 spark plugs (igniter),
6 air, 7 flame,
7a pilot flame (diffusion flame), 7b main flame (premixed flame),
8 pilot burners, 9 main burners,
9a main injection valve, 9b premix pipe,
10 fuel supply device, 11 fuel tank,
12 double fuel pipe, 12a inner pipe, 12b outer pipe,
12c partition member, 13a, 13b flow path,
14 fuel circulation device, 14a fuel pump,
14b fuel supply pipe, 14c fuel return pipe,
14d flow control valve, 16 fuel supply device,
16a fuel supply pipe, 16b flow control valve,
18 fuel control device, 18a temperature detector,
18b electronic control unit, 19 heat shield plate
