JP2011099654A

JP2011099654A - ガスタービン用燃焼バーナ

Info

Publication number: JP2011099654A
Application number: JP2009256074A
Authority: JP
Inventors: Tomoshi Takiguchi; 智志瀧口; Shinji Akamatsu; 真児赤松; Kenji Sato; 賢治佐藤; Naoki Abe; 直樹安部
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2009-11-09
Filing date: 2009-11-09
Publication date: 2011-05-19
Also published as: CN102695919B; CN102695919A; WO2011055815A1; KR101388826B1; EP2500654A4; US9163838B2; EP2500654B1; KR20120058549A; EP2500654A1; US20120167569A1

Abstract

【課題】噴射孔から噴射される燃料の均一化を図ることができ、これにより、ガスタービン燃焼器の低ＮＯｘ化を図ることができるガスタービン用燃焼バーナを提供すること。
【解決手段】上流側から流れてきた空気または空気と燃料との混合気に、燃料噴射孔２３，２４から燃料を噴射するとともに、旋回力を付与して旋回混合気流を作り出す複数枚の旋回翼２０と、これら旋回翼２０がその外周面に放射状に配置され、かつ、前記燃料噴射孔２３，２４に燃料を導く第１の燃料流路２６がその内部に設けられたノズル２１とを備えたガスタービン用燃焼バーナであって、前記旋回翼２０の内部に、前記燃料噴射孔２３，２４と連通するキャビティ２５が設けられており、このキャビティ２５と前記第１の燃料流路２６との間に、第２の燃料流路２７が、軸方向に沿って少なくとも２本設けられている。
【選択図】図３

Description

本発明は、上流側から流れてきた空気または空気と燃料との混合気に、燃料噴出孔から燃料を噴射するとともに、旋回力を付与して旋回混合気流を作り出す旋回翼（スワラーベーン）を備えたガスタービン用燃焼バーナに関するものである。

このようなガスタービン用燃焼バーナとしては、例えば、特許文献１に開示されたものが知られている。

特開２００３−７４８５５号公報

しかしながら、上記特許文献１に開示されたものでは、気体燃料流路（燃料流路）８からスワラ（旋回翼）１４の内部に設けられた気体燃料流路部（キャビティ）１６に流入した燃料が、気体燃料流路部１６内で渦流を形成し、この渦流によって気体燃料流路部１６内に圧力勾配が生じて、小孔（噴射孔）１５からの燃料噴射量が不均一となってしまうといった問題点があった。

本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、噴射孔から噴射される燃料の均一化を図ることができ、これにより、ガスタービン燃焼器の低ＮＯｘ化を図ることができるガスタービン用燃焼バーナを提供することを目的とする。

本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
本発明に係るガスタービン用燃焼バーナは、上流側から流れてきた空気または空気と燃料との混合気に、燃料噴射孔から燃料を噴射するとともに、旋回力を付与して旋回混合気流を作り出す複数枚の旋回翼と、これら旋回翼がその外周面に放射状に配置され、かつ、前記燃料噴射孔に燃料を導く第１の燃料流路がその内部に設けられたノズルとを備えたガスタービン用燃焼バーナであって、前記旋回翼の内部に、前記燃料噴射孔と連通するキャビティが設けられており、このキャビティと前記第１の燃料流路との間に、第２の燃料流路が、軸方向に沿って少なくとも２本設けられている。

本発明に係るガスタービン用燃焼バーナによれば、第１の燃料流路を介して旋回翼の側に導かれた（供給された）燃料は、少なくとも２本（複数本）の第２の燃料流路を通ってキャビティ内に導かれた後、燃料噴射孔から噴射（噴出）される。そして、第２の燃料流路を燃料が通過する際、第１の燃料流路で発生した動圧が分散され、第２の燃料流路それぞれからキャビティ内に燃料が一様に（均一に）流入（供給）し、キャビティ内における渦流の発生が防止されることになる。
これにより、燃料噴射孔から噴射される燃料の均一化を図ることができ、これにより、ガスタービン燃焼器の低ＮＯｘ化を図ることができる。

本発明に係るガスタービン用燃焼バーナは、上流側から流れてきた空気または空気と燃料との混合気に、燃料噴射孔から燃料を噴射するとともに、旋回力を付与して旋回混合気流を作り出す複数枚の旋回翼と、これら旋回翼がその外周面に放射状に配置され、かつ、前記燃料噴射孔に燃料を導く第１の燃料流路がその内部に設けられたノズルとを備えたガスタービン用燃焼バーナであって、前記旋回翼の内部に、前記燃料噴射孔と連通するキャビティが設けられており、このキャビティと前記第１の燃料流路との間に、スリット状の第２の燃料流路が、軸方向に沿って設けられているとともに、前記第２の燃料流路の出口端または入口端に、整流格子が設けられている。

本発明に係るガスタービン用燃焼バーナによれば、第１の燃料流路を介して旋回翼の側に導かれた（供給された）燃料は、スリット状の第２の燃料流路および整流格子を通ってキャビティ内に導かれた後、燃料噴射孔から噴射（噴出）される。そして、第２の燃料流路および整流格子を燃料が通過する際、第１の燃料流路で発生した動圧が分散され、第２の燃料流路からキャビティ内に燃料が一様に（均一に）流入（供給）し、キャビティ内における渦流の発生が防止されることになる。
これにより、燃料噴射孔から噴射される燃料の均一化を図ることができ、これにより、ガスタービン燃焼器の低ＮＯｘ化を図ることができる。

本発明に係るガスタービン用燃焼バーナは、上流側から流れてきた空気または空気と燃料との混合気に、燃料噴射孔から燃料を噴射するとともに、旋回力を付与して旋回混合気流を作り出す複数枚の旋回翼と、これら旋回翼がその外周面に放射状に配置され、かつ、前記燃料噴射孔に燃料を導く第１の燃料流路がその内部に設けられたノズルとを備えたガスタービン用燃焼バーナであって、前記旋回翼の内部に、前記燃料噴射孔と連通するキャビティが設けられており、このキャビティと前記第１の燃料流路との間に、スリット状の第２の燃料流路が、軸方向に沿って設けられているとともに、前記第２の燃料流路の上流側近傍に位置する前記第１の燃料流路の内部に、圧損体が設けられている。

本発明に係るガスタービン用燃焼バーナによれば、第１の燃料流路を介して旋回翼の側に導かれた（供給された）燃料は、スリット状の第２の燃料流路および圧損体を通ってキャビティ内に導かれた後、燃料噴射孔から噴射（噴出）される。そして、第２の燃料流路および圧損体を燃料が通過する際、第１の燃料流路で発生した動圧が分散され、第２の燃料流路からキャビティ内に燃料が一様に（均一に）流入（供給）し、キャビティ内における渦流の発生が防止されることになる。
これにより、燃料噴射孔から噴射される燃料の均一化を図ることができ、これにより、ガスタービン燃焼器の低ＮＯｘ化を図ることができる。

本発明に係るガスタービン燃焼器は、上記いずれかのガスタービン用燃焼バーナを具備している。

本発明に係るガスタービン燃焼器によれば、燃料噴射孔から噴射される燃料の均一化を図ることができるガスタービン用燃焼バーナを具備しており、これにより、ガスタービン燃焼器の低ＮＯｘ化を図ることができる。

本発明に係るガスタービン用燃焼バーナによれば、噴射孔から噴射される燃料の均一化を図ることができ、これにより、ガスタービン燃焼器の低ＮＯｘ化を図ることができるという効果を奏する。

本発明に係るガスタービン用燃焼バーナを具備したガスタービン燃焼器を示す概略構成図である。図１に示すガスタービン燃焼器を示す図であって、燃料ノズル、内筒、および尾筒を分解して示す斜視図である。本発明の第１実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。図３のＩＶ−ＩＶ矢視断面図である。図３のＶ−Ｖ矢視断面図である。本発明の第２実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。図６のＶＩＩ−ＶＩＩ矢視断面図である。本発明の第３実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。本発明の他の実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。図９のＸ−Ｘ矢視断面図である。図９のＸＩ−ＸＩ矢視断面図である。

以下、本発明の第１実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナについて、図１から図５を参照しながら説明する。図１は本発明に係るガスタービン用燃焼バーナを具備したガスタービン燃焼器を示す概略構成図、図２は図１に示すガスタービン燃焼器を示す図であって、燃料ノズル、内筒、および尾筒を分解して示す斜視図、図３は本実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図、図４は図３のＩＶ−ＩＶ矢視断面図、図５は図３のＶ−Ｖ矢視断面図である。

図１および図２に示すガスタービン燃焼器（以下、「燃焼器」という。）１０を具備したガスタービン１（図１参照）は、燃焼器１０の他、圧縮機（図示せず）と、タービン（図示せず）とを備えている。ガスタービンは複数の燃焼器１０を有しているものが多く、圧縮機により圧縮された空気（圧縮空気）と、燃焼器１０に供給された燃料を混合させ、各々の燃焼器１０内で燃焼させて高温の燃焼ガスを発生させる。この高温の燃焼ガスをタービンへ供給してタービンを回転駆動させている。

図１に示すように、燃焼器１０は、燃焼器ケーシング１１に環状に複数個配置されている（図１では１個のみ示している）。燃焼器ケーシング１１とガスタービンケーシング１２には圧縮空気が充満し、車室１３を形成する。この車室１３には、圧縮機により圧縮された空気が導入される。導入された圧縮空気は、燃焼器１０の上流部に設けられた空気流入口１４から、燃焼器１０の内部に入る。燃焼器１０の内筒１５の内部では、燃焼バーナ１６から供給された燃料と圧縮空気が混合されて燃焼する。燃焼によって生じた燃焼ガスは、尾筒１７を通ってタービン室側へ供給され、タービンロータ（図示せず）を回転させる。

図２は、燃焼バーナ１６と、内筒１５と、尾筒１７とを分離して示す斜視図である。
図２に示すように、燃焼バーナ１６は、複数本のメイン燃焼バーナ（ガスタービン用燃焼バーナ）１８と、１本のパイロット燃焼バーナ（ガスタービン用燃焼バーナ）１９とを有している。
複数本のメイン燃焼バーナ１８は、内筒１５の内部で、かつ、図２に示すように、パイロット燃焼バーナ１９の周囲を囲むように配置されている。そして、メイン燃焼バーナ１８から噴射された燃料は、メイン燃焼バーナ１８の旋回翼（スワラーベーン）２０により旋回流となった空気と予混合され、内筒１５の内部で燃焼する。

メイン燃焼バーナ１８は、メイン燃料ノズル（以下、「メインノズル」という。）２１と、メインバーナ筒２２と、旋回翼２０とを主たる要素として構成されている。
メインバーナ筒２２は、メインノズル２１に対して同心状で、かつ、このメインノズル２１を囲繞する状態で配置されている。このため、メインノズル２１の外周面とメインバーナ筒２２の内周面との間に、リング状の空気通路（図示せず）が形成され、この空気通路には、その上流側から下流側に向かい、圧縮空気（図示せず）が流通する。

旋回翼２０は、メインノズル２１の外周面から放射状に、かつ、メインノズル２１の軸方向に沿うように複数枚（本実施形態では６枚）配置されている。
各旋回翼２０は、図４および図５に示すように、平面視翼型形状を呈する流線形の部材であり、メインノズル２１の外周面とメインバーナ筒２２の内周面との間に形成された空気通路を流通する圧縮空気に旋回力を付与して、この圧縮空気を旋回空気流にするものである。

図４に示すように、各旋回翼２０の翼背面２０ａには、肉厚方向に貫通する複数個（本実施形態では２個）の（燃料）噴射孔２３が形成され、各旋回翼２０の翼腹面２０ｂには、肉厚方向に貫通する複数個（例えば、２個）の（燃料）噴射孔２４が形成されている。各旋回翼２０の内部には、これら噴射孔２３，２４と連通するキャビティ２５が設けられており、メインノズル２１の内部には、（第１の）燃料通路２６（図３参照）が設けられている。キャビティ２５と燃料通路２６とは、複数本（本実施形態では３本）の（第２の）燃料通路２７（図３および図５参照）を介して連通されており、各噴射孔２３，２４には、これら燃料通路２６，２７、キャビティ２５を介して燃料が供給されるようになっている。そして、各噴射孔２３，２４から噴射された燃料は、圧縮空気と混合されて燃料ガスとなり、内筒１５の内部空間に送られて燃焼することとなる。

本実施形態に係るメイン燃焼バーナ１８によれば、燃料流路２６を介して旋回翼２０の側に導かれた（供給された）燃料は、複数本の燃料流路２７を通ってキャビティ２５内に導かれた後、噴射孔２３，２４から噴射（噴出）される。そして、燃料流路２７を燃料が通過する際、燃料流路２６で発生した動圧が分散され、燃料流路２７それぞれからキャビティ２５内に燃料が一様に（均一に）流入（供給）し、キャビティ２５内における渦流の発生が防止されることになる。
これにより、噴射孔２３，２４から噴射される燃料の均一化を図ることができ、これにより、燃焼器１０の低ＮＯｘ化を図ることができる。

本発明に係るガスタービン用燃焼バーナの第２実施形態について、図６および図７を参照しながら説明する。図６は本実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図、図７は図６のＶＩＩ−ＶＩＩ矢視断面図である。
本実施形態に係るメイン燃焼バーナ（ガスタービン用燃焼バーナ）１８は、図３および図５に示す複数本の燃料通路２７の代わりに、一つの（第２の）燃料通路３０を備えたメインノズル３１を具備しているという点で上述した第１実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、上述した第１実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。

図６および図７に示すように、キャビティ２５と燃料通路２６とは、例えば、キャビティ２５と同じ流路断面を有するスリット状の燃料通路３０を介して連通されており、燃料通路３０の出口端（または入口端）には、整流格子３２が設けられている。

本実施形態に係るメイン燃焼バーナ１８によれば、燃料流路２６を介して旋回翼２０の側に導かれた（供給された）燃料は、燃料流路３０および整流格子３２を通ってキャビティ２５内に導かれた後、噴射孔２３，２４から噴射（噴出）される。そして、燃料流路３０および整流格子３２を燃料が通過する際、燃料流路２６で発生した動圧が分散され、燃料流路３０からキャビティ２５内に燃料が一様に（均一に）流入（供給）し、キャビティ２５内における渦流の発生が防止されることになる。
これにより、噴射孔２３，２４から噴射される燃料の均一化を図ることができ、これにより、燃焼器１０の低ＮＯｘ化を図ることができる。

本発明に係るガスタービン用燃焼バーナの第３実施形態について、図８を参照しながら説明する。図８は本実施形態に係るガスタービン用燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。
本実施形態に係るメイン燃焼バーナ（ガスタービン用燃焼バーナ）１８は、図６に示す整流格子３２の代わりに、圧損体４０を備えたメインノズル４１を具備しているという点で上述した第２実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第２実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、上述した第２実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。

図８に示すように、燃料通路２６の末端部（下流側の端部）には、例えば、多孔質体からなる圧損体４０が設けられており、燃料流路２６の上流側から流れてきた燃料は、圧損体４０、燃料通路３０を通ってキャビティ２５内に供給されるようになっている。

本実施形態に係るメイン燃焼バーナ１８によれば、燃料流路２６を介して旋回翼２０の側に導かれた（供給された）燃料は、燃料流路３０および圧損体４０を通ってキャビティ２５内に導かれた後、噴射孔２３，２４から噴射（噴出）される。そして、燃料流路３０および圧損体４０を燃料が通過する際、燃料流路２６で発生した動圧が分散され、燃料流路３０からキャビティ２５内に燃料が一様に（均一に）流入（供給）し、キャビティ２５内における渦流の発生が防止されることになる。
これにより、噴射孔２３，２４から噴射される燃料の均一化を図ることができ、これにより、燃焼器１０の低ＮＯｘ化を図ることができる。

なお、本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、パイロット燃焼バーナ１９にも適用可能である。
図２または図９に示すように、パイロット燃焼バーナ１９は、パイロット燃焼ノズル（以下、「パイロットノズル」という。）５１と、パイロットバーナ筒５２と、旋回翼（スワラーベーン）５３とを主たる要素として構成されている。
パイロットバーナ筒５２は、パイロットノズル５１に対して同心状で、かつ、その基端部（図９において左側の端部）が、パイロットノズル５１の先端部（図９において右側の端部）を囲繞する状態で配置されている。このため、パイロットノズル５１の先端部外周面５１ａとパイロットバーナ筒５２の基端部内周面５２ａとの間に、リング状の空気通路５４が形成され、この空気通路５４には、その上流側（図９において左側）から下流側（図９において右側）に向かい、圧縮空気（図示せず）が流通する。
ここで、図面の簡略化を図るため、図２には旋回翼５３を示していない。

旋回翼５３は、パイロットノズル５１の先端部外周面５１ａから放射状に、かつ、パイロットノズル５１の軸方向に沿うように複数枚（本実施形態では８枚）配置されている。
各旋回翼５３は、図１０に示すように、平面視翼型形状を呈する流線形の部材であり、パイロットノズル５１の先端部外周面５１ａとパイロットバーナ筒５２の基端部内周面５２ａとの間に形成された空気通路５４を流通する圧縮空気に旋回力を付与して、この圧縮空気を旋回空気流にするものである。

図９または図１０に示すように、各旋回翼５３の翼背面５３ａには、肉厚方向に貫通する複数個（例えば、２個）の（燃料）噴射孔５５が形成され、各旋回翼５３の翼腹面５３ｂには、肉厚方向に貫通する複数個（例えば、２個）の（燃料）噴射孔５６が形成されている。各旋回翼５３の内部には、これら噴射孔５５，５６と連通するキャビティ２５が設けられており、パイロットノズル５１の内部には、その断面視形状が図１１（ａ）に示すような環形状を呈する１本の、または図１１（ｂ）に示すような円形状を呈する複数本（本実施形態では８本）の（予混合燃焼用の）燃料通路５７が設けられている。キャビティ２５と（第１の）燃料通路５７とは、第１実施形態のところで説明した燃料通路２７を介して連通されており、各噴射孔５５，５６には、これら燃料通路５７，２７、キャビティ２５を介して燃料が供給されるようになっている。そして、各噴射孔５５，５６から噴射された燃料は、圧縮空気と混合されて燃料ガスとなり、内筒１５の内部空間に送られて燃焼することとなる。

また、燃料通路５７の半径方向内側に位置するパイロットノズル５１の中心部には、燃料通路５７と別系統の（予混合燃焼用の）燃料流路５８が設けられており、（第３の）燃料通路５８を介して供給された燃料は、パイロットノズル５１の先端に設けられた複数個の（燃料）噴射孔５９から噴射され、内筒１５の内部空間に送られて燃焼することとなる。

１０燃焼器（ガスタービン燃焼器）
１８メイン燃焼バーナ（ガスタービン用燃焼バーナ）
１９パイロット燃焼バーナ（ガスタービン用燃焼バーナ）
２０旋回翼
２１メインノズル（ノズル）
２３噴射孔（燃料噴射孔）
２４噴射孔（燃料噴射孔）
２５キャビティ
２６燃料流路（第１の燃料流路）
２７燃料流路（第２の燃料流路）
３０燃料流路（第２の燃料流路）
３１メインノズル（ノズル）
３２整流格子
４０圧損体
４１メインノズル（ノズル）
５１パイロットノズル（ノズル）
５３旋回翼
５５噴射孔（燃料噴射孔）
５６噴射孔（燃料噴射孔）
５７燃料流路（第１の燃料流路）

Claims

上流側から流れてきた空気または空気と燃料との混合気に、燃料噴射孔から燃料を噴射するとともに、旋回力を付与して旋回混合気流を作り出す複数枚の旋回翼と、これら旋回翼がその外周面に放射状に配置され、かつ、前記燃料噴射孔に燃料を導く第１の燃料流路がその内部に設けられたノズルとを備えたガスタービン用燃焼バーナであって、
前記旋回翼の内部に、前記燃料噴射孔と連通するキャビティが設けられており、このキャビティと前記第１の燃料流路との間に、第２の燃料流路が、軸方向に沿って少なくとも２本設けられていることを特徴とするガスタービン用燃焼バーナ。
上流側から流れてきた空気または空気と燃料との混合気に、燃料噴射孔から燃料を噴射するとともに、旋回力を付与して旋回混合気流を作り出す複数枚の旋回翼と、これら旋回翼がその外周面に放射状に配置され、かつ、前記燃料噴射孔に燃料を導く第１の燃料流路がその内部に設けられたノズルとを備えたガスタービン用燃焼バーナであって、
前記旋回翼の内部に、前記燃料噴射孔と連通するキャビティが設けられており、このキャビティと前記第１の燃料流路との間に、スリット状の第２の燃料流路が、軸方向に沿って設けられているとともに、前記第２の燃料流路の出口端または入口端に、整流格子が設けられていることを特徴とするガスタービン用燃焼バーナ。
上流側から流れてきた空気または空気と燃料との混合気に、燃料噴射孔から燃料を噴射するとともに、旋回力を付与して旋回混合気流を作り出す複数枚の旋回翼と、これら旋回翼がその外周面に放射状に配置され、かつ、前記燃料噴射孔に燃料を導く第１の燃料流路がその内部に設けられたノズルとを備えたガスタービン用燃焼バーナであって、
前記旋回翼の内部に、前記燃料噴射孔と連通するキャビティが設けられており、このキャビティと前記第１の燃料流路との間に、スリット状の第２の燃料流路が、軸方向に沿って設けられているとともに、前記第２の燃料流路の上流側近傍に位置する前記第１の燃料流路の内部に、圧損体が設けられていることを特徴とするガスタービン用燃焼バーナ。
請求項１から３のいずれか一項に記載のガスタービン用燃焼バーナを具備してなることを特徴とするガスタービン燃焼器。