JP2009162478A - 予混合予旋回式プラズマ支援パイロット装置 - Google Patents

Abstract

【課題】予混合予旋回式プラズマ強化パイロット装置を提供する。
【解決手段】本プラズマ強化パイロット装置（５０）は、スワーラ機構（２０）を含み、希薄予混合式地上設置型ガスタービン燃焼器燃料ノズル（７０）の中央本体内の現存のブランク（パージ空気）又は液体燃料（二元燃料）カートリッジ空間（６２）内に挿入されるように構成される。
【選択図】 図５

Description

本発明は、総括的にはガスタービン燃焼器に関し、より具体的には、ガスタービン燃焼器の希薄吹消え限界を向上させかつ燃焼不安定性を減少させるために使用する放電装置に関する。

完全予混合希薄燃焼は、高い燃焼速度における低い窒素酸化物（ＮＯｘ）エミッションを可能にするキーになる事項である。この完全予混合希薄燃焼はまた、ピーク燃焼温度を低く保つために蒸気又は水を加えることなく低いＮＯｘエミッションを達成するので、乾式低ＮＯｘ（ＤＬＮ）燃焼とも呼ばれる。希薄予混合燃焼において生じる幾つかの問題の１つは、熱音響不安定性つまり燃焼ダイナミックスの発生であり、これは、抑制されることなく放置された場合には、ガスタービンハードウエアを損傷させるほどもの大きい圧力変動を引き起こす可能性がある。プラズマ支援燃焼は、燃焼ダイナミックスを一層強くする音響／熱フィードバックループを和らげることができるように燃焼プロセス（有効反応速度及び／又は火炎安定化）に影響を与えるか又は燃焼プロセスを制御する可能性を有する方法として認められてきた１つの技術である。

ガスタービンに関連するもう１つの問題は、ターンダウンである。日常のピーク時外運転の間に、ガスタービンオペレータ（発電会社）は、電気需要の低下により彼らの機械の電力出力を低下（ターンダウン）させる。日常ベースで機械を完全運転停止させることは、ガスタービン構成要素の早期のサイクル疲労を引き起こすので、望ましくない。さらには、運転停止及び始動プロセスに関連するコストもかかる。これらのコストは、低需要時間の間にガスタービンを稼働させる運転コスト（従って、安価発電）と勘案される。

一般的に、ＤＬＮシステムは、完全予混合モードにある間はベース負荷の〜４０−５０％以下にターンダウンさせることはできない。このレベル以下にターンダウンさせる（例えば、燃空比を低下させる、ノズルの一部分のみに対して燃料をステージングする、又は拡散パイロット火炎に切り換える）方法は、望ましくない副次的結果（例えば、希薄可燃限界における火炎不安定性、不完全燃焼による高い一酸化炭素（ＣＯ）エミッション、及び高い拡散火炎温度による高いＮＯエミッション）を招く。

ガスタービンに関連するさらに別の問題は、地上設置型ガスタービン及び高い高度における航空機エンジンの両方の場合における燃焼点火である。

ガスタービン内でプラズマ支援燃焼技術を適用することに関連する問題には、それに限定されないが、高いガス密度において放電を発生させることに関連する困難さ及び燃焼室内部で高電圧電極を絶縁することに関連する困難さが含まれる。

上記問題の幾つかに対処するための公知技術には、１）高いＣＯエミッションを生じるので望ましくないが、燃焼缶内の幾つかのノズル間で燃料ステージングすることによって達成されるガスタービンターンダウン、２）段階的燃焼、及び３）これもまた高いＮＯｘエミッションを生じるので望ましくないが、部分的予混合又は非予混合燃焼への移行が含まれる。

上記の説明に鑑みて、ガスタービン燃焼器の希薄吹消え限界を向上させるためのシステム及び方法を提供することは、有利でもありかつ有益でもあると言える。本システム及び方法が、点火源としてまた燃焼不安定性を減少させる手段として使用するように容易に構成することができる場合には、さらに有利であると言える。

簡潔には、一実施形態では、プラズマ強化パイロット装置を提供し、本プラズマ強化パイロット装置は、スワーラ機構を含み、該スワーラ機構は、実質的にパイロット装置内に配置され、またパイロット燃料及びパイロット空気を受けかつ実質的に該スワーラ機構内で該パイロット燃料及びパイロット空気を旋回させて予混合予旋回燃料／空気混合気を形成するように構成され、本パイロット装置は、ガスタービン燃焼器の予混合式燃料／空気ノズル部分の中央本体内に配置される。

幾つかの実施形態では、スワーラ機構は、専ら本パイロット装置内に配置される。他の実施形態では、スワーラ機構は、パイロット燃料及びパイロット空気を受けかつ専ら該スワーラ機構内で該パイロット燃料及びパイロット空気を旋回させるように構成される。さらに別の実施形態では、本パイロット装置は、専らガスタービン燃焼器の予混合式燃料／空気ノズル部分の中央本体内に配置される。

別の実施形態では、本プラズマ強化パイロット装置は、スワーラ機構を含み、本パイロット装置は、希薄予混合式地上設置型ガスタービン燃焼器燃料ノズルの中央本体内の現存のブランク（パージ空気）又は液体燃料（二元燃料）カートリッジ空間内に挿入されるように構成される。

さらに別の実施形態では、ガスタービン燃焼器パイロット火炎を発生させる方法を提供し、本方法は、専らガスタービン燃焼器の予混合式燃料／空気ノズル部分の中央本体内に配置された実質的にパイロット装置内に配置されたスワーラ機構を設けるステップと、実質的にスワーラ機構内で燃料／空気混合気を予混合しかつ予旋回させるステップと、予混合予旋回燃料／空気混合気に点火して、実質的にガスタービン燃焼器内の主燃焼ゾーンのパイロット火炎領域内にプラズマ強化パイロット火炎ガスを形成するステップとを含む。

さらに別の実施形態では、本プラズマ強化パイロット装置は、希薄予混合式地上設置型ガスタービン燃焼器燃料ノズルの中央本体内の現存のブランク（パージ空気）又は液体燃料（二元燃料）カートリッジ空間内に配置され、本プラズマ強化パイロット装置は、少なくとも部分的に誘電体バリヤ内に配置された高電圧電極（１６）を含み、誘電体バリヤは、高電圧電極の放電中に高電流が流れるのを防止して、高温又は熱化（平衡）プラズマによって発生するＮＯｘエミッション以下のＮＯｘエミッションを有する低温又は非平衡プラズマを形成するように構成される。

さらに別の実施形態では、本プラズマ強化パイロット装置は、専ら希薄予混合式地上設置型ガスタービン燃焼器燃料ノズルの中央本体内の現存のブランク（パージ空気）又は液体燃料（二元燃料）カートリッジ空間内に配置され、本パイロット装置は、高温又は熱化（平衡）プラズマによって発生するＮＯｘエミッション以下のＮＯｘエミッションを有する低温又は非平衡プラズマを該パイロット装置内に発生させるように構成される。

本発明のこれらの及びその他の特徴、態様及び利点は、図面全体を通して同じ参照符号が同様な部分を表している添付図面を参照しながら以下の詳細な説明を読む時、一層よく理解されるようになるであろう。

添付図面の図は、幾つかの別の実施形態を示しているが、以下の説明で指摘するように、本発明のその他の実施形態もまた考えられる。全てのケースにおいて、本開示は、本発明の図示した実施形態を限定としてではなく例示として示している。当業者には、本発明の原理の技術的範囲及び技術思想の範囲内に属する数多くのその他の変更形態及び実施形態が考えられるであろう。

本明細書において図を参照しながら以下に説明する実施形態は、パイロット装置に関するものであり、本パイロット装置は、空気及び燃料つまり燃料／空気混合気を旋回させて、ガスタービン燃焼器での使用に適した予混合予旋回プラズマ支援（強化）パイロット火炎を形成する機構を含む。一実施形態では、本パイロット装置は、ガスタービン燃焼器の予混合式燃料／空気ノズルの中央本体内に設置されかつ燃焼器の希薄吹消え限界（ＬＢＯ）を向上させるように作動する。本パイロット装置はまた、それに限定されないが、点火源として及び／又は燃焼不安定性を減少させる手段としても機能することができる。

次に図１を参照すると、ここに示すのは、本発明の１つの態様による予混合予旋回式プラズマ支援パイロット装置１０の側面断面図である。パイロット装置１０は、１以上の入口ポート１２を介してパイロット装置１０に流入する空気及び燃料つまり燃料／空気混合気を旋回させるスワーラ機構２０を含む。得られた予混合予旋回燃料／空気混合気は、それぞれの内側高電圧及びと外側低電圧電極１６及び１４によって形成された通路を通してスワーラ機構２０から流出する。電極１４、１６は、裸の導電体とすることができ、或いは一方又は両方の電極は、誘電体１８によって封じ込めることができる。高電圧電界が、両電極間に発生して、燃料／空気混合気内で放電し始める。この放電は、空気及び燃料からイオン、エネルギー種及び解離生成物を形成する。上記の放電の化学的側面に加えて、ガスの幾分かの加熱も発生する。最終的に、短寿命高反応性ラジカル種が形成される。ラジカル種及び高温度の組合せにより、パイロット装置１０から流出するパイロット燃料／空気混合気が点火される。パイロット装置１０の放電領域内の予混合燃料／空気混合気は、点火パイロット火炎が上流方向にパイロットカートリッジ内に移動するのを防止するのに十分なほど高い速度で流れる。この区域内における速度は、それに限定されないが、約１５０〜約２５０フィート／秒である可能性がある。これらの高速度はまた、１）以下においてより詳細に述べるが、放電ストリーマの分散を助ける、２）高温アークの形成を防止する、及び３）高速度の流れによると共に火炎をノズル表面から離れて下流方向へ押しやることによって電極表面を低温に保つ働きをする。

旋回し、反応しかつラジカル強化された燃料／空気混合気は、パイロット装置１０から流出しかつ主燃焼ゾーン（本明細書では、図３、図５及び図６に関連して以下で説明する）内に流入する。主燃焼ゾーン内において、パイロット火炎ガスは、燃料ノズルの主部から流出する遥かに大量の希薄予混合燃料／空気流と相互作用しかつ混合する。高温ラジカル強化パイロットガスは、主希薄燃料／空気混合気に対する点火源としてまた安定化メカニズムとして作用する。

希薄ターンダウン状態において、パイロット装置１０は、そうでなければ不安定であるか又は希薄吹消え限界を越える希薄主燃料／空気混合気を安定化させることによって、燃焼器の希薄吹消え限界を向上させるように作用することができる。さらに、熱音響不安定性が燃焼ダイナミックスを一層強くしているような状況において、パイロット装置１０は、ここでも主火炎のための安定化メカニズムとして作用することができ、或いは特定のダイナミック燃焼音を打ち消すように調整することができる。

図２は、図１に示すパイロット装置１０を上面断面図であり、パイロット装置１０の中央部分内に配置された内側高電圧電極１６を含むことが分かる。誘電絶縁体１８が、高電圧電極１６を囲む。環状スワーラ機構２０が、誘電絶縁体１８を囲む。パイロット装置１０の外側シェル１４は、適当な機械接地部に接続された外側電極を形成する。スワーラ機構２０は、放電（プラズマ）領域２２の上流に予混合予旋回燃料／空気混合気を供給するように作動する。一実施形態では、誘電絶縁体１８は、排除することができる。いずれにしても、裸の又は誘電体被覆の電極は、パルス電力又はＡＣ電力のいずれかを使用して給電して、所望の結果を達成することができる。ＡＣ電力は、正弦波又はその他の連続周期波形を使用して実行することができ、他方、パルス電力は、非常に短い立上り時間（〜５−２０ｎｓ）及び短いパルス幅（〜２０−１００ｎｓ）を有するパルスを使用して実行することができる。

本明細書に記載したパイロット装置の実施形態は、低いターンダウン状態において上述の望ましくない影響を回避しながら燃焼プロセスを強化するプラズマ支援予混合パイロット燃焼を形成するように作動することができる。燃料、空気又は燃料／空気混合気の一部分の化学的活性化は、反応種及び主予混合燃料／空気流を安定化させる高温度を発生することによって、燃焼器の反応プロセス全体を強化することができる。従って、燃焼器全体の希薄可燃限界は、より低い燃空比まで拡大される。本発明者は、反応パイロットガスの主予混合燃料／空気流との乱流混合が燃焼器全体の反応性を強化してＣＯのより速い燃焼速度を可能にすること、また希薄又は濃厚パイロット予混合がピーク火炎温度を回避し、従って拡散パイロット火炎内で生じるＮＯｘ発生を回避することを確認した。

本明細書に記載したパイロット装置の特定の実施形態はまた、例えば所望に応じて、缶型燃焼器システム用の各燃料ノズル内の一体形イグナイタとして作用してクロスファイヤ管を排除することができる。さらに、本明細書に記載した特定の実施形態はまた、缶型及びアニュラ型燃焼器の両方に対して全点火エンベロープを拡大することができる。本明細書に記載したパイロット装置の特定の実施形態はまた、ガスタービン燃料ノズル内へのプラズマ技術の統合及び使用をも可能にし、従って絶縁高電圧電極を燃焼室内に組込むことに関連する幾つかの課題を克服する。

次に図３を参照すると、ここに示すのは、本発明の１つの態様による予混合予旋回式プラズマ支援パイロット装置１０を含むＤＬＮガスタービンノズル３０の側面断面図である。ＤＬＮノズル３０内への主供給空気は、空気入口ポート３４を介して流入し、その空気スワーラ３６を通って流れて、主燃焼ゾーン４４に流入し続けるようになる。主燃焼ゾーン４４に流入するのに先立って、旋回主空気は、バーナ管４０の通路３８内で主供給燃料と混合する。主供給燃料は、１以上の主燃料ポート３２を介して流入して主燃料供給を行う。次に主空気が、主燃料と混合されて主予混合燃料を形成し、主予混合燃料は、ＤＬＮガスタービンノズルバーナ管４０を通ってかつ燃焼ゾーン４４に流入する。

パイロット空気は、パイロット空気入口ポート１２を介して流入しかつ該パイロット空気入口ポート１２からパイロットスワーラ機構２０内に流入する。パイロット燃料は、１以上のパイロット燃料入口ポート３２を介して流入しかつ該パイロット燃料入口ポート３２から該パイロット燃料入口ポート３２の実質的に下流に配置されたスワーラ燃料入口ポート４２を介してこれまたパイロットスワーラ機構２０内に流入する。

主及びパイロット燃料用の別個の流路は示していないが、これら２つの燃料回路は、任意選択的に別個のものとすることができ、また独立して制御することができる。燃料及び空気は、スワーラ機構２０内で共に旋回して予混合予旋回燃料／空気混合物を形成し、この予混合予旋回燃料／空気混合物は、パイロット装置１０から流出しかつ燃焼ゾーン４４内に流れ、燃焼ゾーン４４において、予混合予旋回燃料／空気混合物は、主予混合燃料と共に点火されて主予混合火炎内で予混合プラズマ強化パイロット火炎４６を発生する。

一実施形態では、主予混合燃料は、専らそれ自体の主供給空気と混合され、他方、予混合予旋回パイロット燃料は、専らそれ自体のパイロット供給空気と混合されて、燃焼ゾーン４４内において所望の予混合プラズマ強化パイロット火炎をより正確に制御しかつ達成する。パイロット装置内の予混合燃料／空気混合気は、該予混合燃料／空気混合気が燃料希薄混合気（過剰な空気を含む混合気）、燃料濃厚混合気（燃焼には十分でない空気を有する混合気）、又は化学量論混合気（完全燃焼のために正確に必要な燃空比を有する混合気）となるように構成することができる。さらに、燃料ノズルの中央本体内における予混合予旋回プラズマ強化パイロット燃料／空気混合気の流量と付加的な非予混合パージ空気の流量との比率は、燃焼器内で主予混合燃料／空気混合気に点火しかつ該主予混合燃料／空気混合気の燃焼を安定化させる上でのプラズマ強化パイロット火炎の性能を最適化するように様々な方法で調整することができる。別の実施形態は、１）パイロット空気及び燃料が燃料ノズルの上流で完全に予混合される、２）パイロット燃料がスワーラの上流でパイロット空気に流入する、３）パイロット燃料がスワーラの一部としてパイロット空気に流入する、４）パイロット燃料がスワーラの下流でパイロット空気に流入するように構成することができる。

予混合予旋回式プラズマ支援パイロット装置１０を備えたＤＬＮガスタービンノズル３０によって得られる利点には、それに限定されないが、下記のようなこと、すなわち、
パイロット火炎内に予混合燃料及び空気が得られ、それによって拡散パイロット火炎内に見られる高温度によって発生するＮＯｘが回避されること、
高い圧力（５〜２０ａｔｍ）及び約５００°F〜約９００°Fの温度において妥当な電圧（＜１００ｋV）を使用して放電の形成を可能にする小さな環状放電ギャップ距離（図１に参照符号２２で示した放電通路高さ〜１．５−３ｍｍ）が得られること、
ありのままに旋回安定化燃料／空気ノズル内に適合する環状放電通路が得られること、
その中で放電が発生する均一な電界に役立ち、従って均一に分散した放電が生じる確度を高める環状放電通路が得られること、
特定の環境においてパイロット装置がプラズマに切り換えずに機能することができるような固有の空気力学的安定化をもたらす旋回パイロット流が得られること、
パイロット火炎ガスの主旋回予混合流との混合を強化することになる乱流旋回流が得られること、
パイロット放電ボリューム内に乱流旋回流が得られ、それによって放電ストリーマ及び／又は拡散グローボリュームのより良好な分散に役立つこと、
その中で外側電極が該外側電極を挿入した燃料ノズルに接地された高電圧絶縁フィードスルーの使用によって機械から内側高電圧電極を電気的に絶縁するのを可能にする構造体が得られること、
誘電体（例えば、耐熱セラミック）で内側電極を封じ込めて放電プロセス中に高電流が流れるのを防止することによってより低温のプラズマを形成することを含む１つの態様による誘電体バリヤ能力、すなわち高温又は熱化プラズマがそれら自体のＮＯｘを発生させることが分かっているので有利な特徴が得られること、
１０〜５０ｋＨｚの周波数で印加するか又は燃焼器の関心のある周波数（１０代〜１０００代のＨｚ）に調整して燃焼ダイナミックス音を打ち消すことができるパルス高圧電力並びにより従来的なＡＣ高圧電力の両方で作動する能力を有する構造体が得られること、
パイロット火炎前方領域のすぐ上流及び該パイロット火炎前方領域の内部に位置して火炎ゾーンの真に入口に放電を生じるプラズマ放電、すなわち活性種が衝突によってより急速に消滅することになるような高い圧力においてより重要となる特徴が得られること、及び
地上設置型ガスタービン燃焼器燃料ノズル（例えば、ＤＬＮシステム）の中央本体内にある空間内に挿入され、その場合に現在中央本体内に設置されているブランク（パージ空気）又は液体燃料（二元燃料）カートリッジの場所を占めることができるパイロット装置が得られること、
が含まれる。従って、そこではフラッシュバック及び保炎保持が回避すべき課題である重要な予混合式バーナ管区域に如何なる変更も加えることなく、主予混合燃料／空気燃焼が強化される。

図４に示すのは、プラズマ支援燃焼を行うために使用されるプラズマパイロット装置を有さずかつ当技術分野において公知であるＤＬＮガスタービンノズル６０である。ＤＬＮガスタービンノズル６０は、該ノズル６０の中央本体内に配置されかつ冷却／パージ空気を受ける空気カートリッジ６２を含む。拡散燃料は、空気カートリッジ６２とノズル６０の中央本体との間の環状拡散燃料ポート６４を介してノズル６０に流入する。主予混合燃料は、１以上の外側主予混合燃料ポート６６を介してノズル６０に供給される。主供給空気は、最外側環状主空気入口ポート６８を介してノズル６０に流入する。

次に図５に移ると、本発明の別の態様による、プラズマ支援燃焼を行うのに有用なＤＬＮガスタービンノズル７０である。ノズル７０は、該ノズル７０の中央本体内に配置されたパイロット装置５０を含み、このパイロット装置５０については、図６〜図１０に関連して以下にさらに詳しく説明する。空気及び燃料つまり予混合燃料／空気混合気は、１以上のポート１２を介してパイロット装置５０に流入し、従って図４に示すノズル６０内に示したもののような拡散燃料ポート６４は最早や不要である。冷却／パージ空気は、パイロット装置とノズル７０の中央本体との間に配置された入口ポート６５を介してノズル７０に流入する。主予混合燃料は、外側環状主予混合燃料ポート６６を介してノズル７０に供給される。主供給空気は、最外側環状主空気入口ポート６８を介してノズル７０に流入する。

ＤＬＮガスタービンノズル７０の中央本体内に配置されたパイロット装置５０は、本明細書に前述したような高電圧電極１６を含むことを見ることができる。図６にはプラズマ支援予混合式パイロット装置５０のより詳細を示しており、この図６はまた、本発明の１つの態様によるプラズマ放電７４を示している。プラズマ放電７４は、前述したような方法での高電圧電極１６の放電時にＤＬＮガスタービンノズル７０の燃焼ゾーン内に形成されるプラズマ領域７２内に位置する。

パイロット装置５０はさらに、高電圧電極１６に加えて、ガスタービンに接地されたパイロット外側本体／外側電極１４と、前述したような誘電絶縁体１８と、空気及び燃料つまり予混合燃料／空気入口ポート１２の下流かつプラズマ領域７２の上流に配置されたスワーラ機構２０とを含む。本実施形態は、上記の態様に限定されるものではなく、燃料は、該燃料がプラズマ領域の上流で予混合されるようなあらゆる場所においてパイロットカートリッジ内に噴射することができることが分かるであろう。

図６はまた、図５及び図６に示す本発明の１つの態様による予混合予旋回式プラズマ支援パイロット装置５０に関連するプラズマ特性を示している。内側高電圧電極１６と外側低電圧電極１４との間に印加された高電圧波形は、チャンネル領域全体にわたってまた火炎領域７４内にプラズマストリーマ８０を発生させ、この場合に、このストリーマ８０は、新しいストリーマ８０が高電圧電極１６の放電先端で開始された時に最終的に消滅する。

図７〜図１０は、図５及び図６に示すＤＬＮノズル７０のプラズマ支援パイロット装置部分をより詳細に示している。上記したように、予混合燃料／空気混合気は、パイロット入口ポート１２内に導入され、環状通路を通って環状スワーラ２０内に流入する。それに代えて、空気は、パイロット入口ポート１２に導入され、他方、パイロット燃料は、図３に関連する１つの態様により前記したように、スワーラ２０の近傍の入口ポートを介してスワーラ２０の上流に、スワーラ２０の下流に、又は直接スワーラ２０内に導入される。空気及び燃料つまり予混合燃料／空気混合気は、スワーラ２０内で共に旋回して、予混合予旋回パイロット燃料／空気混合気を形成し、この予混合予旋回パイロット燃料／空気混合気は、放電領域７２に向かって進みながらスワーラ２０から流出する。１つの態様では、スワーラ２０は、燃料及び空気混合気が該スワーラ２０を通過する時に、該燃料及び空気混合気をさらに完全に混合しかつ旋回させる複数の弓形タイプのベーンを含む。

図１及び図２にも示す誘電体バリヤ１８は、高電圧電極１６を低電圧電極１４及びノズル７０の接地部分から絶縁する。一実施形態では、内側高電圧電極１６は、その中で外側電極１４が該外側電極を挿入した燃料ノズル７０に接地された高電圧絶縁フィードスルーの使用によって機械から電気的に絶縁される。１つの態様によると、放電プロセス中に高電流が流れるのを防止することによってより低温のプラズマを形成するのを助ける誘電体（例えば、耐熱セラミック）１８によって内側及び／又は外側電極１６を少なくとも部分的に封じ込めることを含む１つの態様による誘電体バリヤ能力、すなわち高温又は熱化プラズマがそれら自体のＮＯｘを発生させることが分かっているので有利な特徴が得られる。

一実施形態では、図１〜図２及び図６〜図１０に参照符号１８で示した有効な誘電体バリヤは、それに限定されないが、内側高電圧電極１６の外表面に均一に施した耐熱高誘電破壊強度の酸化アルミニウム皮膜又はその中に内側高電圧電極１６を設置した高誘電破壊強度の無孔形成セラミック材料を含むことができる。誘電体バリヤ１８は、複数の利点、すなわちそれに限定されないが、１）誘電体バリヤが非常に高い電流引き込みプラズマを生じさせることになるアークを防止するのを助けるので、プラズマを発生するのに必要な電力消費量を制限すること、２）より大きなボリュームの放電を発生して、燃焼領域がより完全にプラズマで満たされるようにすること、及び３）より低温のプラズマ放電によってまたプラズマの局所的加熱の減少によって、電極寿命を保持することをもたらす。

図８は、図７に示すプラズマ支援パイロットＤＬＮノズル７０の上面図であり、また図９は、図７に示すプラズマ支援パイロットＤＬＮノズル７０の底面図である。これらの図は、燃焼の課題を解決するためにＤＬＮノズル７０の中央本体内に統合するのに適した環状構造のパイロット装置５０を示しており、それら燃焼の課題の解決には、それに限定されないが、旋回予混合プラズマ強化パイロット火炎を形成して希薄予混合式ガスタービンノズルにおける希薄ターンダウン、ダイナミックス及び点火に関連して前述したような問題を解決することが含まれる。

図１０は、図７に示すプラズマ支援パイロットＤＬＮノズル７０の切欠図である。

要約すると、ガスタービン燃焼器の希薄ターンダウン能力を向上させ、また現存の燃料ノズル及び機械に対する改造として実施することができるプラズマ支援予混合式パイロット装置の特定の実施形態について説明してきた。本パイロット装置は、それに限定されないが、希薄ターンダウン、ダイナミックス及び点火を含む燃焼の課題を解決するために適用する旋回予混合プラズマ強化パイロット火炎を発生する。特定の実施形態は、ＤＬＮノズルの中央本体内部に統合して予混合プラズマ強化パイロット火炎を発生させる特別なジオメトリに関連する。

本明細書では、本発明の一部の特徴のみを図示しかつ説明してきたが、当業者には多くの修正及び変更が想起されるであろう。従って、特許請求の範囲は、全てのそのような修正及び変更を本発明の技術思想の範囲内に属するものとして保護しようとするものであることを、理解されたい。

本発明の１つの態様による予混合予旋回式プラズマ支援パイロット装置を示す側面断面図。 図１に示すパイロット装置の上面断面図。 本発明の１つの態様による予混合予旋回式プラズマ支援パイロット装置を含むＤＬＮガスタービンノズルの側面断面図。 プラズマ支援燃焼を行うために使用されるプラズマパイロット装置を有さずかつ当技術分野において公知であるＤＬＮガスタービンノズルを示す図。 本発明の別の態様による、プラズマ支援燃焼を行うのに有用なＤＬＮガスタービンノズルを示す図。 本発明の１つの態様による、図５に示すプラズマ支援予混合式パイロットノズルのプラズマ放電を示す詳細図。 図５及び図６に示すＤＬＮノズルのプラズマ支援パイロット装置部分をより詳細に示す図。 図７に示すプラズマ支援パイロット装置の上面図。 図７に示すプラズマ支援パイロット装置の底面図。 図７に示すプラズマ支援パイロット装置の切欠図。

符号の説明

１０ 予混合予旋回式プラズマ支援パイロット装置
１２ 入口ポート
１４ 低電圧電極
１６ 高電圧電極
１８ 誘電体
２０ スワーラ機構
２２ 放電（プラズマ）領域
３０ ＤＬＮガスタービンノズル
３２ 主燃料ポート
３４ 空気入口ポート
３６ 主空気スワーラ
３８ バーナ管通路
４０ バーナ管
４２ スワーラ燃料入口ポート
４４ 主燃焼ゾーン
４６ プラズマ強化パイロット火炎
５０ パイロット装置
６０ ＤＬＮガスタービンノズル
６２ 空気カートリッジ
６４ 環状拡散燃料ポート
６５ 空気入口ポート
６６ 外側主予混合燃料ポート
６８ 最外側環状主空気入口ポート
７０ ＤＬＮガスタービンノズル
７２ プラズマ領域
７４ 火炎領域
８０ プラズマストリーマ

Claims (10)

1. スワーラ機構（２０）を備えるプラズマ強化パイロット装置（５０）であって、該パイロット装置（５０）が、希薄予混合式地上設置型ガスタービン燃焼器燃料ノズル（７０）の中央本体内の現存のブランク（パージ空気）又は液体燃料（二元燃料）カートリッジ空間（６２）内に挿入されるように構成されている、プラズマ強化パイロット装置（５０）。
2. 該パイロット装置（５０）が、前記地上設置型ガスタービン燃焼器燃料ノズル（７０）の予混合式バーナ管区域に変更を加えることなく、前記現存のブランク（パージ空気）又は液体燃料（二元燃料）カートリッジ空間（６２）内に挿入されるようにさらに構成される、請求項１記載のプラズマ強化パイロット装置（５０）。
3. 前記パイロット装置（５０）が、少なくとも部分的に誘電体バリヤ（１８）内に配置された高電圧電極（１６）及び／又は低電圧電極（１４）を備えており、前記誘電体バリヤ（１８）が、前記高電圧電極（１６）の放電中に高電流が流れるのを防止して、高温又は熱化（平衡）プラズマによって発生するＮＯｘエミッション以下のＮＯｘエミッションを有する低温又は非平衡プラズマを形成するように構成されている、請求項１記載のプラズマ強化パイロット装置（５０）。
4. 前記スワーラ機構（２０）が、該スワーラ機構（２０）内でパイロット燃料及びパイロット空気を共に予混合しかつ予旋回させるように構成されている、請求項１記載のプラズマ強化パイロット装置（５０）。
5. ガスタービン燃焼器パイロット火炎を発生させる方法であって、
   実質的にガスタービン燃焼器（７０）の予混合式燃料／空気ノズル部分の中央本体内に配置された実質的にパイロット装置（５０）内に配置されたスワーラ機構（２０）を設けるステップと、
   実質的に前記スワーラ機構（２０）内で燃料／空気混合気を予混合しかつ予旋回させるステップと、
   前記パイロット装置（５０）から流出する予混合予旋回燃料／空気混合気中でプラズマ放電を生じさせて、実質的に前記ガスタービン燃焼器（７０）内の主燃焼ゾーンのパイロット火炎領域（７４）内にプラズマ強化パイロット火炎ガスを形成するステップと
   を含む方法。
6. 前記実質的にガスタービン燃焼器の予混合式燃料／空気ノズル部分の中央本体内に配置された実質的にパイロット装置内に配置されたスワーラ機構を設けるステップが、地上設置型ガスタービン燃焼器燃料ノズル（７０）の予混合式バーナ管区域に変更を加えることなく、実質的に現存のブランク（パージ空気）又は液体燃料（二元燃料）カートリッジ空間（６２）内に配置されたパイロット装置（５０）を設けるステップを含む、請求項５記載の方法。
7. パイロット空気供給通路（１２）を通して前記スワーラ機構（２０）内に空気を直接流すステップと、パイロット燃料供給通路（３２）を通して前記スワーラ機構（２０）内に燃料を直接流すステップと、前記供給した空気及び燃料を共に混合して燃料／空気混合気を形成するようにするステップとをさらに含む、請求項５記載の方法。
8. 前記パイロット装置から流出する予混合予旋回燃料／空気混合気中でプラズマ放電を生じさせて、実質的に前記ガスタービン燃焼器内の主燃焼ゾーンのパイロット火炎領域内にプラズマ強化パイロット火炎ガスを形成するステップが、パルス高圧電力又はＡＣ高圧電力に応答して前記パイロット装置からの予混合予旋回パイロット燃料／空気混合気中で共に放電を開始するように構成された高電圧電極（１６）及び低電圧電極（１４）に対して該パルス高圧電力又はＡＣ高圧電力を印加して、実質的に前記ガスタービン燃焼器パイロット火炎領域（７４）内への入口に又は実質的に該高電圧電極（１６）及び低電圧電極（１４）間に前記プラズマ放電（７２）が位置するようにするステップを含む、請求項５記載の方法。
9. 前記高電圧電極（１６）及び低電圧電極（１４）に対してパルス又はＡＣ高圧電力を印加するステップが、約１０ｋＨｚ〜約５０ｋＨｚのパルス又はＡＣ高圧電力を印加して、望ましくないガスタービン燃焼器音が実質的に排除されるようにするステップ、或いは該パルス又はＡＣ高圧電力を約１０Ｈｚ〜約２．５ｋＨｚに調整して、望ましくないガスタービン燃焼器音が実質的に排除されるようにするステップを含む、請求項８記載の方法。
10. 前記パイロット装置（５０）から流出する予混合予旋回燃料／空気混合気中でプラズマ放電を生じさせて、実質的に前記ガスタービン燃焼器（７０）内の主燃焼ゾーン（４４）のパイロット火炎領域（７４）内にプラズマ強化パイロット火炎ガスを形成するステップが、マイクロ波電力又は高周波電力を印加して予混合予旋回パイロット燃料／空気混合気中で放電を開始させて、実質的に該ガスタービン燃焼器パイロット火炎領域（７４）内への入口に又は実質的に前記高電圧電極（１６）及び低電圧電極（１４）間に前記プラズマ放電が位置するようにするステップを含む、請求項５記載の方法。

Images