JP2016109309A - Combustor for gas turbine, and gas turbine - Google Patents

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昂志 平野
貴丈 宇土
Takahiro Uto
貴丈 宇土
剛生 小田
Takeo Oda
剛生 小田
嘉治 野中
Yoshiharu Nonaka
嘉治 野中
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Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a combustor for a gas turbine, and the gas turbine capable of reducing NOx emission from a diffusion combustion type reheating burner.SOLUTION: A reheating burner 36 includes cylindrical fuel injection nozzles and an air hole 340. The fuel injection nozzles are supported by an outer casing 35 along eight axes 360 included on a plane orthogonal to a central axis 302, and arranged at equal intervals (45 degrees interval) in a circumferential direction. Eight fuel injection nozzles are constituted as one fuel injection nozzle row, and four fuel injection nozzle rows 38a, 38b, 38c, 38d are arranged at prescribed intervals along a direction of the central axis 302. An angular position of each fuel injection nozzle is shifted by a half pitch angle in the relative row.SELECTED DRAWING: Figure 2

Description

本発明は、ガスタービン用燃焼器、及びガスタービンに関する。   The present invention relates to a gas turbine combustor and a gas turbine.

ガスタービンにおいて、タービン排ガス中に含まれる窒素酸化物（以下、「ＮＯｘ」と称する。）に関して厳しい環境基準が設けられている。   In a gas turbine, strict environmental standards are set for nitrogen oxides (hereinafter referred to as “NOx”) contained in turbine exhaust gas.

本出願人は、燃焼室の上流側（第１の燃焼領域）に配置した複数の予混合燃焼式のメインバーナと、燃焼室の下流側（第２の燃焼領域）において当該燃焼室内に燃焼用空気を導入する希釈用空気孔に臨むように配置した拡散燃焼方式の追焚きバーナを有するガスタービン用燃焼器を提案した（例えば、特許文献１参照。）。   The applicant has a plurality of premixed combustion type main burners arranged on the upstream side (first combustion region) of the combustion chamber and the combustion chamber in the combustion chamber on the downstream side (second combustion region) of the combustion chamber. A gas turbine combustor having a diffusion combustion type reheating burner arranged so as to face a dilution air hole through which air is introduced has been proposed (for example, see Patent Document 1).

特開平８−２１０６４１号公報Japanese Patent Application Laid-Open No. 8-210441

特許文献１に記載のガスタービン用燃焼器では、拡散燃焼方式の追焚きバーナを採用しており逆火リスクが低い利点がある。しかしながら、追焚きバーナの燃料流量を増加させると、追焚きバーナの燃焼領域における燃料濃度が高くなり燃焼温度が上昇する結果、ＮＯｘ排出量が増加する問題があった。   The gas turbine combustor described in Patent Document 1 employs a diffusion combustion type reheating burner and has an advantage of low risk of flashback. However, when the fuel flow rate of the additional burner is increased, the fuel concentration in the combustion region of the additional burner increases and the combustion temperature rises, resulting in a problem that the NOx emission amount increases.

そこで、本発明は、上記構成のガスタービン用燃焼器及びガスタービンにおいて、拡散燃焼方式の追焚きバーナからのＮＯｘ排出量を低減することを目的とする。   Accordingly, an object of the present invention is to reduce the NOx emission amount from the diffusion burner reheating burner in the gas turbine combustor and the gas turbine configured as described above.

本発明のガスタービン用燃焼器は、圧縮機から導入される圧縮空気に燃料を混合して燃焼し、生成した燃焼排ガスをガスタービンに供給するガスタービン用燃焼器であって、内部に燃焼室を形成する燃焼筒と、前記燃焼筒の上流側に配置された予混合燃焼方式のメインバーナと、前記メインバーナ下流側であって前記燃焼筒の周壁を貫通して配置され前記周壁から燃焼室へ燃料を噴射する複数の拡散燃焼方式の追焚きバーナとを備え、前記複数の追焚きバーナは燃焼筒の周方向及び軸方向に整列して配置されている。   A combustor for a gas turbine according to the present invention is a combustor for a gas turbine in which fuel is mixed with combusted air introduced from a compressor and burned, and the generated combustion exhaust gas is supplied to the gas turbine. A premixed combustion type main burner disposed on the upstream side of the combustion tube, and disposed on the downstream side of the main burner through the peripheral wall of the combustion tube and from the peripheral wall to the combustion chamber And a plurality of diffusion combustion type burner burners that inject fuel into the combustion cylinder, and the plurality of burner burners are arranged in alignment in the circumferential direction and the axial direction of the combustion cylinder.

この構成によれば、メインバーナが予混合燃焼方式であるため、燃焼室上流側の１次燃焼領域で生成される高温の燃焼ガス中のＮＯｘ量が抑制される。また、複数の追焚きバーナは、燃焼筒の周方向および軸方向に整列して配置されており、追焚き用の燃料は各追焚きバーナから燃焼室に分配供給されるため、複数の追焚きバーナを周方向に整列して配置したときよりも追焚きバーナ１本当たりの燃料流量が少なくなる。したがって、各追焚きバーナの燃焼領域における燃料濃度が薄くなり、各追焚きバーナの燃焼温度が全体的に低く抑えられる結果、燃焼ガス中のＮＯｘ量を抑制できる。   According to this configuration, since the main burner is a premixed combustion method, the amount of NOx in the high-temperature combustion gas generated in the primary combustion region upstream of the combustion chamber is suppressed. In addition, the plurality of additional burners are arranged in alignment in the circumferential direction and the axial direction of the combustion cylinder, and the additional fuel is distributed and supplied from each additional burner to the combustion chamber. The fuel flow rate per additional burner is smaller than when the burners are arranged in the circumferential direction. Therefore, the fuel concentration in the combustion region of each additional burner is reduced, and the combustion temperature of each additional burner is reduced overall, so that the amount of NOx in the combustion gas can be suppressed.

隣接する列に配置された前記複数の追焚きバーナは周方向に千鳥配列されていてもよい。   The plurality of burner burners arranged in adjacent rows may be staggered in the circumferential direction.

この構成によると、各追焚きバーナを周方向に千鳥配列させることにより、下流側に配置された追焚きバーナの燃焼が上流側に配置された追焚きバーナの燃焼の影響を受け難くなり、下流側の追焚きバーナの燃焼を安定させることができる。   According to this configuration, the combustion of the tracking burner arranged on the downstream side is hardly affected by the combustion of the tracking burner arranged on the upstream side by arranging the tracking burners in a staggered arrangement in the circumferential direction. Combustion of the side burner can be stabilized.

前記複数の追焚きバーナのそれぞれに前記燃料を分配する燃料ヘッダを備えていてもよい。   A fuel header that distributes the fuel to each of the plurality of additional burners may be provided.

この構成によると、簡単な構成で複数の追焚きバーナに燃料を均等に分配できる。   According to this configuration, the fuel can be evenly distributed to the plurality of additional burners with a simple configuration.

前記複数の追焚きバーナのうち、所定数の追焚きバーナにメタンを主成分とする第１の燃料を分配する第１の燃料ヘッダと、残りの所定数の追焚きバーナに水素ガス又は水素含有ガスからなる第２の燃料を分配する第２の燃料ヘッダを備えていてもよい。   Among the plurality of additional burners, a first fuel header that distributes the first fuel mainly composed of methane to a predetermined number of additional burners, and the remaining predetermined number of additional burners contain hydrogen gas or hydrogen. You may provide the 2nd fuel header which distributes the 2nd fuel which consists of gas.

この構成によると、簡単な構成で複数の追焚きバーナに燃料を分配できる。   According to this configuration, fuel can be distributed to a plurality of additional burners with a simple configuration.

また、本発明のガスタービンは、上述したいずれか１つの燃焼器を備えている。この構成によると、ＮＯｘの排出量を抑制できる燃焼器を具備するガスタービンを提供できる。   Moreover, the gas turbine of this invention is provided with any one combustor mentioned above. According to this structure, the gas turbine provided with the combustor which can suppress the discharge | emission amount of NOx can be provided.

本発明によれば、ＮＯｘ排出量を低減できるガスタービン用燃焼器、及びガスタービンを提供できる。   ADVANTAGE OF THE INVENTION According to this invention, the combustor for gas turbines and gas turbine which can reduce NOx emission amount can be provided.

本発明の実施の形態に係るガスタービンの概略構成を示す図である。It is a figure showing a schematic structure of a gas turbine concerning an embodiment of the invention. 本発明の実施の形態に係る燃焼器の縦断面図である。It is a longitudinal cross-sectional view of the combustor which concerns on embodiment of this invention. （ａ）は図２におけるＡ−Ａ方向から見た燃焼器の軸方向断面図、（ｂ）は図２におけるＢ−Ｂ方向から見た燃焼器の軸方向断面図、（ｃ）は図２におけるＣ−Ｃ方向から見た燃焼器の軸方向断面図、（ｄ）は図２におけるＤ−Ｄ方向から見た燃焼器の軸方向断面図である。(A) is an axial sectional view of the combustor viewed from the AA direction in FIG. 2, (b) is an axial sectional view of the combustor viewed from the BB direction in FIG. 2, and (c) is FIG. The axial direction sectional drawing of the combustor seen from CC direction in FIG. 2, (d) is the axial sectional view of the combustor seen from DD direction in FIG. 追焚きバーナ（燃料噴射ノズル）の変形例を示す断面図である。It is sectional drawing which shows the modification of a chasing burner (fuel injection nozzle).

以下、本発明の実施形態に係るガスタービン用燃焼器、及びガスタービンについて、添付図面に従って説明する。なお、以下の説明は、本発明の一形態の例示に過ぎず、本発明、その適用物或いはその用途を制限することを意図するものではない。   Hereinafter, a gas turbine combustor and a gas turbine according to embodiments of the present invention will be described with reference to the accompanying drawings. Note that the following description is merely an example of one embodiment of the present invention, and is not intended to limit the present invention, its application, or its use.

ガスタービンの概略構成と機能を図１に示す。このガスタービン１において、圧縮機２は大気を吸引して圧縮空気２００を生成する。圧縮空気２００は燃焼器３で燃料と共に燃焼され、高温高圧の燃焼生成ガス（以下、「燃焼排ガス３００」と称する。）を生成する。燃焼排ガス３００はタービン４に供給され、ロータ５の回転に利用される。ロータ５の回転は圧縮機２に伝達され、圧縮空気２００（以下、「燃焼用空気２００」と称する。）の生成に利用される一方、ロータ５の回転は例えば発電機６に伝達されて発電に利用される。   A schematic configuration and functions of the gas turbine are shown in FIG. In the gas turbine 1, the compressor 2 sucks the atmosphere and generates compressed air 200. The compressed air 200 is combusted together with fuel in the combustor 3 to generate high-temperature and high-pressure combustion product gas (hereinafter referred to as “combustion exhaust gas 300”). The combustion exhaust gas 300 is supplied to the turbine 4 and used for rotating the rotor 5. The rotation of the rotor 5 is transmitted to the compressor 2 and used to generate compressed air 200 (hereinafter referred to as “combustion air 200”), while the rotation of the rotor 5 is transmitted to the generator 6 to generate power. Used for

図２は燃焼器３を示す。本実施の形態において、燃焼器３は、圧縮機（図１参照）から供給される圧縮空気２００の流れ方向（図１の上から下に向かう方向）と、燃焼排ガス３００の流れ方向（図１の下から上に向かう方向）とが内部で互いに対向する逆流缶型の燃焼器である。燃焼器の型式は複数の燃料噴射弁を円周上に有するアニュラ型であってもよい。   FIG. 2 shows the combustor 3. In the present embodiment, the combustor 3 includes a flow direction of compressed air 200 supplied from a compressor (see FIG. 1) (a direction from the top to the bottom in FIG. 1) and a flow direction of combustion exhaust gas 300 (see FIG. 1). Is a backflow can type combustor which is opposed to each other inside. The type of the combustor may be an annular type having a plurality of fuel injection valves on the circumference.

燃焼器３は、中心軸３０２上に同心状に配置された燃焼筒３４とケーシング３５を備えている。燃焼筒３４の頂部にはバーナユニット３０が取り付けられ、燃焼筒３４の内部にはバーナユニット３０から噴射される燃料等を燃焼する燃焼室３３が形成されている。燃焼筒３４は筒状のケーシング３５によって囲まれており、燃焼筒３４とケーシング３５との間には、圧縮機から供給される燃焼用空気２００が流れる環状の燃焼用空気流路３７が形成されている。ケーシング３５と燃焼筒３４は、バーナユニット３０よりも下流側において、複数の追焚きバーナ３６を支持している。   The combustor 3 includes a combustion cylinder 34 and a casing 35 that are concentrically disposed on a central shaft 302. A burner unit 30 is attached to the top of the combustion cylinder 34, and a combustion chamber 33 for burning fuel or the like injected from the burner unit 30 is formed inside the combustion cylinder 34. The combustion cylinder 34 is surrounded by a cylindrical casing 35, and an annular combustion air flow path 37 through which the combustion air 200 supplied from the compressor flows is formed between the combustion cylinder 34 and the casing 35. ing. The casing 35 and the combustion cylinder 34 support a plurality of reheating burners 36 on the downstream side of the burner unit 30.

本実施の形態では、バーナユニット３０は、中心軸３０２に沿って配置され、燃料と燃焼用空気２００を混合して生成した予混合気を燃焼室３３内に噴射する予混合式のメインバーナ３１と、燃料を燃焼室３３内に直接噴射する拡散燃焼式のパイロットバーナ３２を備えている。メインバーナ３１は、パイロットバーナ３２の周囲に同心状に配置されている。メインバーナ３１、及びパイロットバーナ３２は、配管３０４を介して第１の燃料供給源３０５と連通している。   In the present embodiment, the burner unit 30 is disposed along the central axis 302 and premixed main burner 31 that injects a premixed gas generated by mixing fuel and combustion air 200 into the combustion chamber 33. And a diffusion combustion type pilot burner 32 for directly injecting fuel into the combustion chamber 33. The main burner 31 is arranged concentrically around the pilot burner 32. The main burner 31 and the pilot burner 32 are in communication with the first fuel supply source 305 through a pipe 304.

本実施の形態では、メインバーナ３１は、中心軸３０２に沿って同心状に配置された外筒３１０と内筒３１２を有する。図示するように、内筒３１２は後述するパイロットバーナ３２の燃焼用空気噴射筒３２２ｂを兼ねている。外筒３１０と内筒３１２の間の環状空間は、燃料と燃焼用空気を混合するための予混合流路３１４として利用される。パイロットバーナ３２は、中心軸３０２に沿って伸びる燃料噴射筒３２２ａと該燃料噴射筒３２２ａに同心状に外装された燃焼用空気噴射筒３２２ｂを備え、燃料噴射筒３２２ａ内に形成された燃料噴射路（図示せず）が流量調整弁を含む配管３０４ｂを介して第１の燃料供給源３０５に接続されており、起動時に流量調整弁を開状態とすることで、第１の燃料供給源３０５から供給される天然ガスが燃焼室３３内に噴射されるようにしてある。燃料噴射筒３２２ａと燃焼用空気噴射筒３２２ｂとの間には環状空気流路３２４が形成され、その一端が燃焼用空気流路３７に接続されると共に他端が燃焼室３３に接続されており、圧縮機から供給される燃焼用空気２００が燃焼室３３内に噴射されるようにしてある。   In the present embodiment, the main burner 31 has an outer cylinder 310 and an inner cylinder 312 that are arranged concentrically along the central axis 302. As shown in the figure, the inner cylinder 312 also serves as a combustion air injection cylinder 322b of a pilot burner 32 described later. An annular space between the outer cylinder 310 and the inner cylinder 312 is used as a premixing channel 314 for mixing fuel and combustion air. The pilot burner 32 includes a fuel injection cylinder 322a extending along the central axis 302 and a combustion air injection cylinder 322b concentrically mounted on the fuel injection cylinder 322a, and a fuel injection path formed in the fuel injection cylinder 322a. (Not shown) is connected to the first fuel supply source 305 via a pipe 304b including a flow rate adjustment valve. By opening the flow rate adjustment valve at the time of startup, the first fuel supply source 305 The supplied natural gas is injected into the combustion chamber 33. An annular air flow path 324 is formed between the fuel injection cylinder 322a and the combustion air injection cylinder 322b, one end of which is connected to the combustion air flow path 37 and the other end is connected to the combustion chamber 33. The combustion air 200 supplied from the compressor is injected into the combustion chamber 33.

予混合流路３１４は、一端が燃焼室３３に開口しており、他端が複数の空気取入口３１５を介して径方向外側に向けて燃焼用空気流路３７に開口している。空気取入口３１５の径方向外側には、第１の燃料を噴出する複数のメイン燃料ノズル３１６が配置されている。図示しないが、複数の空気取入口３１５とこれに対応する複数のメイン燃料ノズル３１６は、中心軸３０２を中心とする周方向に等間隔に配置することが好ましい。   The premixing channel 314 has one end opened to the combustion chamber 33 and the other end opened to the combustion air channel 37 through the plurality of air intake ports 315 toward the radially outer side. A plurality of main fuel nozzles 316 for ejecting the first fuel are arranged outside the air intake port 315 in the radial direction. Although not shown, the plurality of air intake ports 315 and the plurality of main fuel nozzles 316 corresponding to the plurality of air intake ports 315 are preferably arranged at equal intervals in the circumferential direction around the central axis 302.

各メイン燃料ノズル３１６は、空気取入口３１５に対向する部位に、空気取入口３１５に向けて第１の燃料を噴出する複数の燃料噴射孔（図示せず）が形成されている一方、流量調整弁を含む配管３０４ａを介して第１の燃料供給源３０５に接続されている。これにより、通常運転時に流量調整弁を開状態とすることで、第１の燃料供給源３０５から供給される燃料が、燃焼用空気流路３７から供給される燃焼用空気２００と共に、空気取入口３１５から予混合流路３１４に供給されて該予混合流路３１４で混合され、予混合気が燃焼室３３に噴射される。本実施の形態では、空気取入口３１５には、予混合流路３１４に流入する燃焼用空気２００に旋回力を付与して第１の燃料との予混合を促進する複数の旋回羽根（スワラ）３１７が設けられている。   Each main fuel nozzle 316 is formed with a plurality of fuel injection holes (not shown) for injecting the first fuel toward the air intake 315 at a portion facing the air intake 315, while adjusting the flow rate. It is connected to the first fuel supply source 305 through a pipe 304a including a valve. Thus, the fuel supplied from the first fuel supply source 305 and the combustion air 200 supplied from the combustion air flow path 37 together with the combustion air 200 supplied from the first fuel supply source 305 are opened by opening the flow rate adjustment valve during normal operation. 315 is supplied to the premixing flow path 314 and mixed in the premixing flow path 314, and the premixed gas is injected into the combustion chamber 33. In the present embodiment, the air intake 315 is provided with a plurality of swirl vanes (swirlers) that impart a swirl force to the combustion air 200 flowing into the premixing flow path 314 to promote premixing with the first fuel. 317 is provided.

追焚きバーナ３６は拡散燃焼方式のバーナであり、筒状の燃料噴射ノズル３８と空気孔３４０を備えている。図３に示すように、燃料噴射ノズル３８は、中心軸３０２に直交する平面上に含まれ且つ周方向に等間隔（４５度間隔）に配置された８つの軸心３６０に沿って、ケーシング３５と燃焼筒３４にそれぞれ取付けられている。本実施の形態では、８つの燃料噴射ノズル３８ａ−１〜３８ａ−８，３８ｂ−１〜３８ｂ−８，３８ｃ−１〜３８ｃ−８，３８ｄ−１〜３８ｄ−８がそれぞれ１つの燃料噴射ノズル列として構成されており、４つの燃料噴射ノズル列３８ａ，３８ｂ，３８ｃ，３８ｄが中心軸３０２方向に沿って所定の間隔をあけて配列されている（図２参照）。   The reheating burner 36 is a diffusion combustion type burner, and includes a cylindrical fuel injection nozzle 38 and an air hole 340. As shown in FIG. 3, the fuel injection nozzle 38 is included in a casing 35 along eight axial centers 360 that are included in a plane orthogonal to the central axis 302 and are arranged at equal intervals (45 ° intervals) in the circumferential direction. And attached to the combustion cylinder 34, respectively. In the present embodiment, eight fuel injection nozzles 38a-1 to 38a-8, 38b-1 to 38b-8, 38c-1 to 38c-8, and 38d-1 to 38d-8 each have one fuel injection nozzle row. The four fuel injection nozzle rows 38a, 38b, 38c, 38d are arranged at predetermined intervals along the direction of the central axis 302 (see FIG. 2).

図２及び図３に示すように、本実施の形態では、燃料噴射ノズル列３８ａ，３８ｃを構成する複数の燃料噴射ノズル３８ａ−１〜３８ａ−８，３８ｃ−１〜３８ｃ−８の上流側端部には、各燃料噴射ノズル３８ａ−１〜３８ａ−８，３８ｃ−１〜３８ｃ−８に第１の燃料を分配する第１燃料ヘッダ３９ａ，３９ｃが接続されている。第１燃料ヘッダ３９ａ，３９ｃは、流量調整弁を含む配管３０６を介して第１の燃料供給源３０５に接続されている。   As shown in FIGS. 2 and 3, in the present embodiment, the upstream end of the plurality of fuel injection nozzles 38a-1 to 38a-8, 38c-1 to 38c-8 constituting the fuel injection nozzle rows 38a and 38c. The first fuel headers 39a and 39c for distributing the first fuel to the fuel injection nozzles 38a-1 to 38a-8 and 38c-1 to 38c-8 are connected to the section. The first fuel headers 39a and 39c are connected to a first fuel supply source 305 via a pipe 306 including a flow rate adjustment valve.

一方、燃料噴射ノズル列３８ｂ，３８ｄを構成する複数の燃料噴射ノズル３８ｂ−１〜３８ｂ−８，３８ｄ−１〜３８ｄ−８の上流側端部には、各燃料噴射ノズル３８ｂ−１〜３８ｂ−８，３８ｄ−１〜３８ｄ−８に第２の燃料を分配する第２燃料ヘッダ３９ｂ，３９ｄが接続されている。第２燃料ヘッダ３９ｂ，３９ｄは、流量調整弁を含む配管３０８を介して第２の燃料供給源３０７に接続されており、高負荷運転時に流量調節弁を開状態とすることで、第１の燃料と第２の燃料を燃焼室３３内に噴射できるように構成されている。上記第１の燃料とは、６０体積％以上の炭化水素を含み、水素ガスが１０体積％以下である気体、又は６０体積％以上の炭化水素を含む液体を示す。また、上記第２の燃料とは、５０体積％以上の水素を含む気体を示す。なお、本実施の形態では、第１の燃料の一例として天然ガスを例示し、第２の燃料の一例として水素ガスを例示している。   On the other hand, at the upstream end of the plurality of fuel injection nozzles 38b-1 to 38b-8, 38d-1 to 38d-8 constituting the fuel injection nozzle rows 38b and 38d, the fuel injection nozzles 38b-1 to 38b- Second fuel headers 39b and 39d for distributing the second fuel are connected to 8, 38d-1 to 38d-8. The second fuel headers 39b and 39d are connected to the second fuel supply source 307 via a pipe 308 including a flow rate adjusting valve. When the flow rate adjusting valve is opened during high load operation, The fuel and the second fuel are configured to be injected into the combustion chamber 33. The said 1st fuel shows the liquid containing 60 volume% or more of hydrocarbons, the gas which hydrogen gas is 10 volume% or less, or 60 volume% or more of hydrocarbons. The second fuel indicates a gas containing 50% by volume or more of hydrogen. In the present embodiment, natural gas is illustrated as an example of the first fuel, and hydrogen gas is illustrated as an example of the second fuel.

第１、２燃料ヘッダ３９ａ，３９ｃ、３９ｂ，３９ｄはリング状に形成されていると共に、外側のケーシング３５を取り巻くように配置されている。また、燃料噴射ノズル３８ａ−１〜３８ａ−８，３８ｂ−１〜３８ｂ−８，３８ｃ−１〜３８ｃ−８，３８ｄ−１〜３８ｄ−８に対応する燃焼筒３４の周壁には、各燃料噴射ノズル３８ａ−１〜３８ａ−８，３８ｂ−１〜３８ｂ−８，３８ｃ−１〜３８ｃ−８，３８ｄ−１〜３８ｄ−８の周囲から圧縮空気２００の一部を燃焼用空気として取り込む空気孔３４０が形成されている（図２、図３参照）。   The first and second fuel headers 39a, 39c, 39b, and 39d are formed in a ring shape and are disposed so as to surround the outer casing 35. Further, the fuel injection nozzles 38 a-1 to 38 a-8, 38 b-1 to 38 b-8, 38 c-1 to 38 c-8, 38 d-1 to 38 d-8, each fuel injection is provided on the peripheral wall of the combustion cylinder 34. An air hole 340 for taking a part of the compressed air 200 as combustion air from around the nozzles 38a-1 to 38a-8, 38b-1 to 38b-8, 38c-1 to 38c-8, 38d-1 to 38d-8. (See FIGS. 2 and 3).

次に、本実施の形態の燃焼器３の特徴について以下に説明する。図３（ａ）〜図３（ｄ）は図２におけるＡ−Ａ矢視断面、Ｂ−Ｂ矢視断面、Ｃ−Ｃ矢視断面、Ｄ−Ｄ矢視断面を示す。図３（ａ），（ｃ）に示すように、燃料噴射ノズル列３８ａを構成する８つの燃料噴射ノズル３８ａ−１〜３８ａ−８の角度位置と、燃料噴射ノズル列３８ｃを構成する８つの燃料噴射ノズル３８ｃ−１〜３８ｃ−８の角度位置が一致している。   Next, the features of the combustor 3 of the present embodiment will be described below. 3 (a) to 3 (d) show an AA arrow cross section, a BB arrow cross section, a CC arrow cross section, and a DD arrow cross section in FIG. As shown in FIGS. 3A and 3C, the angular positions of the eight fuel injection nozzles 38a-1 to 38a-8 constituting the fuel injection nozzle row 38a and the eight fuels constituting the fuel injection nozzle row 38c. The angular positions of the injection nozzles 38c-1 to 38c-8 are the same.

一方、図３（ｂ）に示すように、燃料噴射ノズル列３８ｂを構成する８つの燃料噴射ノズル３８ｂ−１〜３８ｂ−８の角度位置は、相対する燃料噴射ノズル列３８ａ，３８ｃの各８つの燃料噴射ノズル３８ａ−１〜３８ａ−８、３８ｃ−１〜３８ｃ−８の角度位置に対して半ピッチ角（２２．５度）ずれて配列されている。   On the other hand, as shown in FIG. 3 (b), the angular positions of the eight fuel injection nozzles 38b-1 to 38b-8 constituting the fuel injection nozzle row 38b are respectively equal to the eight fuel injection nozzle rows 38a and 38c. The fuel injection nozzles 38 a-1 to 38 a-8 and 38 c-1 to 38 c-8 are arranged so as to be shifted by a half pitch angle (22.5 degrees) with respect to the angular positions.

同様に、図３（ｄ）に示すように、燃料噴射ノズル列３８ｄを構成する８つの燃料噴射ノズル３８ｄ−１〜３８ｄ−８の角度位置についても、相対する燃料噴射ノズル列３８ｃの８つの燃料噴射ノズル３８ｃ−１〜３８ｃ−８の角度位置に対して半ピッチ角（２２．５度）ずれて配列されている。即ち、隣接する列に配置された燃料噴射ノズル３８ａ−１〜３８ａ−８，３８ｂ−１〜３８ｂ−８，３８ｃ−１〜３８ｃ−８，３８ｄ−１〜３８ｄ−８は、それぞれ周方向に千鳥配列されている。   Similarly, as shown in FIG. 3 (d), the eight fuel injection nozzle rows 38c of the eight fuel injection nozzle rows 38d-1 to 38d-8 that constitute the fuel injection nozzle row 38d are also provided with eight fuels in the corresponding fuel injection nozzle row 38c. They are arranged with a half-pitch angle (22.5 degrees) shifted from the angular positions of the injection nozzles 38c-1 to 38c-8. That is, the fuel injection nozzles 38a-1 to 38a-8, 38b-1 to 38b-8, 38c-1 to 38c-8, 38d-1 to 38d-8 arranged in adjacent rows are staggered in the circumferential direction. It is arranged.

次に、上述の構成を備えた燃焼器３の作用について、図２を参照して以下に説明する。図２に示すように、ガスタービン（図示せず）の起動時、流量調整弁が開状態となり、第１の燃料供給源３０５から配管３０４ｂを介してパイロットバーナ３２に供給された第１の燃料（天然ガス）が燃焼室３３に噴射される。続いて、環状空気流路３２４から燃焼室３３に噴射された燃焼用空気２００と燃焼室３３内で拡散混合され、図示しない着火源により点火されて拡散燃焼によるパイロット火炎が形成される。   Next, the operation of the combustor 3 having the above-described configuration will be described below with reference to FIG. As shown in FIG. 2, when the gas turbine (not shown) is started, the flow rate adjustment valve is opened, and the first fuel supplied from the first fuel supply source 305 to the pilot burner 32 via the pipe 304b. (Natural gas) is injected into the combustion chamber 33. Subsequently, the combustion air 200 injected from the annular air flow path 324 into the combustion chamber 33 is diffused and mixed in the combustion chamber 33 and ignited by an ignition source (not shown) to form a pilot flame by diffusion combustion.

ガスタービンが通常運転に移行すると、第１の燃料供給源３０５から配管３０４ａを介して各メイン燃料ノズル３１６に供給された第１の燃料と、空気取入口３１５から流入する燃焼用空気２００がメインバーナ３１の予混合流路３１４内で混合されて予混合気が生成される。続いて、予混合流路３１４から噴射された予混合気は、燃焼室３３内においてパイロット火炎により点火され、燃焼室３３の基端側の１次燃焼領域Ｓ１で燃焼する。希薄な予混合気を燃焼させることで、燃焼室３３内の燃焼火炎温度が低下し、メインバーナ３１の燃焼排ガス中のＮＯｘ量が抑制される。   When the gas turbine shifts to the normal operation, the first fuel supplied from the first fuel supply source 305 to each main fuel nozzle 316 via the pipe 304a and the combustion air 200 flowing from the air intake port 315 are main. Mixing in the premixing flow path 314 of the burner 31 generates premixed gas. Subsequently, the premixed gas injected from the premixing flow path 314 is ignited by the pilot flame in the combustion chamber 33 and burns in the primary combustion region S <b> 1 on the base end side of the combustion chamber 33. By burning the lean premixed gas, the combustion flame temperature in the combustion chamber 33 is lowered, and the amount of NOx in the combustion exhaust gas of the main burner 31 is suppressed.

ガスタービンの出力を上昇させるために高負荷燃焼が要求された場合、以下のように追焚バーナ３６が作動する。第１の燃料が第１燃料ヘッダ３９ａ，３９ｃに供給され、当該第１の燃料が燃料噴射ノズル列３８ａを構成する８つの燃料噴射ノズル３８ａ−１〜３８ａ−８と、燃料噴射ノズル列３８ｃを構成する８つの燃料噴射ノズル３８ｃ−１〜３８ｃ−８に均等に分配され、燃焼排ガス３００の流れに対してその側方から当該第１の燃料が噴射される。   When high load combustion is required to increase the output of the gas turbine, the memorial burner 36 operates as follows. The first fuel is supplied to the first fuel headers 39a and 39c, and the first fuel includes eight fuel injection nozzles 38a-1 to 38a-8 constituting the fuel injection nozzle row 38a and the fuel injection nozzle row 38c. The eight fuel injection nozzles 38 c-1 to 38 c-8 that are configured are evenly distributed, and the first fuel is injected from the side of the flow of the combustion exhaust gas 300.

同様に、第２の燃料（水素ガス）が第２燃料ヘッダ３９ｂ，３９ｄに供給され、当該第２の燃料が燃料噴射ノズル列３８ｂを構成する８つの燃料噴射ノズル３８ｂ−１〜３８ｂ−８と、燃料噴射ノズル列３８ｄを構成する８つの燃料噴射ノズル３８ｄ−１〜３８ｄ−８に均等に分配され、燃焼排ガス３００の流れに対してその側方から当該第２の燃料が噴射される。なお、第１の燃料（天然ガス）と第２の燃料（水素ガス）の供給量及び割合は、燃焼条件に応じて適宜決定される。   Similarly, the second fuel (hydrogen gas) is supplied to the second fuel headers 39b and 39d, and the second fuel includes eight fuel injection nozzles 38b-1 to 38b-8 constituting the fuel injection nozzle row 38b. The fuel is equally distributed to the eight fuel injection nozzles 38d-1 to 38d-8 constituting the fuel injection nozzle row 38d, and the second fuel is injected from the side of the flow of the combustion exhaust gas 300. The supply amount and ratio of the first fuel (natural gas) and the second fuel (hydrogen gas) are appropriately determined according to the combustion conditions.

このように、第１燃料ヘッダ３９ａ，３９ｃ、及び第２燃料ヘッダ３９ｂ，３９ｄを有することにより、簡単な構成で各８つの燃料噴射ノズル３８ａ−１〜３８ａ−８，３８ｂ−１〜３８ｂ−８，３８ｃ−１〜３８ｃ−８，３８ｄ−１〜３８ｄ−８のそれぞれに目的の燃料を均等に分配できる。   Thus, by having the first fuel headers 39a and 39c and the second fuel headers 39b and 39d, each of the eight fuel injection nozzles 38a-1 to 38a-8, 38b-1 to 38b-8 can be achieved with a simple configuration. , 38c-1 to 38c-8, 38d-1 to 38d-8, the target fuel can be evenly distributed.

燃料噴射ノズル３８ａ−１〜３８ａ−８，３８ｃ−１〜３８ｃ−８から噴射された第１の燃料、及び燃料噴射ノズル３８ｂ−１〜３８ｂ−８，３８ｄ−１〜３８ｄ−８から噴射された第２の燃料は、燃料噴射ノズル３８ａ−１〜３８ａ−８，３８ｂ−１〜３８ｂ−８，３８ｃ−１〜３８ｃ−８，３８ｄ−１〜３８ｄ−８の周囲から空気孔３４０を介して燃焼室３３内に流入する燃焼用空気２００の一部と拡散混合する。また、追焚き用の燃料（天然ガスと水素ガス）は、燃料噴射ノズル３８ａ−１〜３８ａ−８，３８ｂ−１〜３８ｂ−８，３８ｃ−１〜３８ｃ−８，３８ｄ−１〜３８ｄ−８から燃焼室３３内に分配供給されるため、追焚きバーナ３６の１本当たりの燃料流量が少なくなる。したがって、複数の追焚きバーナ３６を周方向にのみ配置したときと比べて各追焚きバーナ３６の燃焼領域における燃料濃度が薄くなり、燃焼温度を全体的に低く抑えられる結果、燃焼温度に依存する燃焼ガス３００中のＮＯｘ量を抑制できる。   The first fuel injected from the fuel injection nozzles 38a-1 to 38a-8, 38c-1 to 38c-8, and the fuel injected from the fuel injection nozzles 38b-1 to 38b-8, 38d-1 to 38d-8 The second fuel is burned from the periphery of the fuel injection nozzles 38a-1 to 38a-8, 38b-1 to 38b-8, 38c-1 to 38c-8, 38d-1 to 38d-8 through the air holes 340. It diffuses and mixes with a part of the combustion air 200 flowing into the chamber 33. The fuel for refueling (natural gas and hydrogen gas) is fuel injection nozzles 38a-1 to 38a-8, 38b-1 to 38b-8, 38c-1 to 38c-8, 38d-1 to 38d-8. Since the fuel is distributed and supplied into the combustion chamber 33, the fuel flow rate per one burner burner 36 is reduced. Therefore, the fuel concentration in the combustion region of each additional burner 36 is reduced compared with the case where a plurality of additional burner 36 are arranged only in the circumferential direction, and the overall combustion temperature can be kept low. As a result, it depends on the combustion temperature. The amount of NOx in the combustion gas 300 can be suppressed.

上述したように、本発明の実施の形態に係る燃焼器３は、隣接する列に配置された燃料噴射ノズル３８ａ−１〜３８ａ−８，３８ｂ−１〜３８ｂ−８，３８ｃ−１〜３８ｃ−８，３８ｄ−１〜３８ｄ−８が、それぞれ周方向に千鳥配列されている。このように構成することで、下流側に配置された追焚きバーナの燃焼が上流側に配置された追焚きバーナの燃焼の影響を受け難くなり、下流側の追焚きバーナの燃焼を安定させることができる。なお、４つの燃料噴射ノズル列３８ａ，３８ｂ，３８ｃ，３８ｄを構成する各８つの燃料噴射ノズル３８ａ−１〜３８ａ−８，３８ｂ−１〜３８ｂ−８，３８ｃ−１〜３８ｃ−８，３８ｄ−１〜３８ｄ−８の角度位置は一致していてもよい。   As described above, the combustor 3 according to the embodiment of the present invention includes the fuel injection nozzles 38a-1 to 38a-8, 38b-1 to 38b-8, 38c-1 to 38c- arranged in adjacent rows. 8, 38d-1 to 38d-8 are staggered in the circumferential direction. By configuring in this way, the combustion of the reheating burner disposed on the downstream side becomes less affected by the combustion of the reheating burner disposed on the upstream side, and the combustion of the downstream reheating burner is stabilized. Can do. The eight fuel injection nozzles 38a-1 to 38a-8, 38b-1 to 38b-8, 38c-1 to 38c-8, 38d- constituting the four fuel injection nozzle rows 38a, 38b, 38c, 38d-. The angular positions 1 to 38d-8 may coincide with each other.

追焚きバーナ３６から導入された第１、２燃料を燃焼することにより増加した燃焼排ガス３００は、ガスタービンに送り込まれると共に、当該ガスタービンの出力調整に用いられる。   The combustion exhaust gas 300 increased by burning the first and second fuels introduced from the reheating burner 36 is sent to the gas turbine and used for adjusting the output of the gas turbine.

上述した実施の形態は種々改変可能である。例えば、上記実施の形態では、燃料噴射ノズル３８ｂ−１〜３８ｂ−８，３８ｄ−１〜３８ｄ−８から第２の燃料としての水素ガスを噴射している。水素ガスは、その質量が空気（酸素と窒素の混合物）の質量よりも相当小さいため、燃焼排ガス３００の流れに対してその側方から水素ガスを当てただけでは、燃焼排ガス３００の流れの主流（中央部）まで到達しない可能性がある。そこで、例えば、図４（ａ）、図４（ｂ）に示すように、燃料噴射ノズル３８ｂ−１〜３８ｂ−８（３８ｄ−１〜３８ｄ−８）の下流側端部の開口に、水素ガスが噴出する際の運動エネルギーを高める絞り部４０を形成してもよい。このような構成によれば、水素ガスを燃焼生成ガスの流れの主流（中央部）まで意図的に送り込むことができる。その結果、２次燃焼領域Ｓ２において全体として濃度分布の均一な燃焼火炎を形成できる。   Various modifications can be made to the above-described embodiment. For example, in the above embodiment, hydrogen gas as the second fuel is injected from the fuel injection nozzles 38b-1 to 38b-8, 38d-1 to 38d-8. Since the mass of hydrogen gas is considerably smaller than the mass of air (a mixture of oxygen and nitrogen), the main flow of the flow of the combustion exhaust gas 300 is merely applied to the flow of the combustion exhaust gas 300 from the side thereof. (Middle part) may not be reached. Therefore, for example, as shown in FIGS. 4A and 4B, hydrogen gas is introduced into the opening at the downstream end of the fuel injection nozzles 38b-1 to 38b-8 (38d-1 to 38d-8). You may form the aperture | diaphragm | squeeze part 40 which raises the kinetic energy at the time of jetting. According to such a configuration, the hydrogen gas can be intentionally sent to the main flow (center portion) of the flow of the combustion product gas. As a result, a combustion flame having a uniform concentration distribution as a whole can be formed in the secondary combustion region S2.

また、上述の実施の形態では、燃料噴射ノズル列３８ａ，３８ｃに第１の燃料を供給し、燃料噴射ノズル列３８ｂ，３８ｄに第２の燃料を供給する構成を例示したが、本発明はこのような形態に限るものでない。燃料ヘッダを適切な構造に製作し、例えば、燃料噴射ノズル３８ａ−１〜３８ａ−８のうち、燃料噴射ノズル３８ａ−１，３８ａ−３，３８ａ−５，３８ａ−７から第１の燃料を噴射させ、残りの燃料噴射ノズル３８ａ−２，３８ａ−４，３８ａ−６，３８ａ−８から第２の燃料を噴射させる構成を採用することも可能である（燃料噴射ノズル列３８ｂ，３８ｃ，３８ｄを構成する燃料噴射ノズル３８ｂ−１〜３８ｂ−８，３８ｃ−１〜３８ｃ−８，３８ｄ−１〜３８ｄ−８も同様。）。   Further, in the above-described embodiment, the configuration in which the first fuel is supplied to the fuel injection nozzle rows 38a and 38c and the second fuel is supplied to the fuel injection nozzle rows 38b and 38d is exemplified. It is not restricted to such a form. The fuel header is manufactured in an appropriate structure, and for example, among the fuel injection nozzles 38a-1 to 38a-8, the first fuel is injected from the fuel injection nozzles 38a-1, 38a-3, 38a-5, 38a-7. It is also possible to adopt a configuration in which the second fuel is injected from the remaining fuel injection nozzles 38a-2, 38a-4, 38a-6, and 38a-8 (the fuel injection nozzle rows 38b, 38c, and 38d are provided). The same applies to the fuel injection nozzles 38b-1 to 38b-8, 38c-1 to 38c-8, and 38d-1 to 38d-8 that constitute the same).

上述の実施の形態では、４つの燃料噴射ノズル列３８ａ，３８ｂ，３８ｃ，３８ｄが中心軸３０２方向に沿って所定の間隔をあけて配列されている例を示したが、燃料噴射ノズル列の列数は少なくとも２列以上あればよく、その数は適宜に変更可能である。また、上述の実施の形態では、燃料噴射ノズル３８を外側のケーシング３５に等間隔（４５度間隔）で８箇所支持した例を示したが、燃料噴射ノズル３８の数は少なくとも２つ以上あればよく、その数は適宜に変更可能である。相対する燃料噴射ノズル列において各燃料噴射ノズルの角度位置をずらすピッチ角についても、燃料噴射ノズル３８の数を変更することにより変化することはいうまでもない。   In the above-described embodiment, an example in which the four fuel injection nozzle rows 38a, 38b, 38c, and 38d are arranged at predetermined intervals along the direction of the central axis 302 has been described. The number only needs to be at least two columns, and the number can be changed as appropriate. In the above-described embodiment, the fuel injection nozzles 38 are supported on the outer casing 35 at eight equal intervals (45 degree intervals). However, the number of the fuel injection nozzles 38 is at least two. Often, the number can be changed as appropriate. Needless to say, the pitch angle for shifting the angular position of each fuel injection nozzle in the opposed fuel injection nozzle rows also changes by changing the number of fuel injection nozzles 38.

上述の実施の形態では、第１燃料ヘッダ３９ａ，３９ｃに第１の燃料を供給し、第２燃料ヘッダ３９ｂ，３９ｄに第２の燃料を供給する構成を例示しているが、本発明は、第１燃料ヘッダ３９ａ，３９ｃ、及び第２燃料ヘッダ３９ｂ，３９ｄの全部に第１の燃料又は第２の供給することもできる。   In the above-described embodiment, the first fuel is supplied to the first fuel headers 39a and 39c and the second fuel is supplied to the second fuel headers 39b and 39d. It is also possible to supply the first fuel or the second fuel to all of the first fuel headers 39a and 39c and the second fuel headers 39b and 39d.

１ ガスタービン、２ 圧縮機、３ 燃焼器、４ タービン、５ ロータ、６ 発電機、３１ メインバーナ、３２ パイロットバーナ、３３ 燃焼室、３４ 燃焼筒、３６ 追焚きバーナ、３７ 燃焼用空気流路（空気流路）、３８ 燃料噴射ノズル、３８ａ〜３８ｄ 燃料噴射ノズル列、３９ａ，３９ｃ 第１燃料ヘッダ、３９ｃ，３９ｄ 第２燃料ヘッダ、４０ 絞り部、２００ 圧縮空気（燃焼用空気）、３００ 燃焼排ガス、３０２ 中心軸、３６０ 軸心   DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Gas turbine, 2 Compressor, 3 Combustor, 4 Turbine, 5 Rotor, 6 Generator, 31 Main burner, 32 Pilot burner, 33 Combustion chamber, 34 Combustion cylinder, 36 Combustion burner, 37 Combustion air flow path ( Air flow path), 38 fuel injection nozzles, 38a to 38d fuel injection nozzle row, 39a, 39c first fuel header, 39c, 39d second fuel header, 40 throttle part, 200 compressed air (combustion air), 300 combustion exhaust gas 302 Central axis, 360 axis

Claims (5)

圧縮機から導入される圧縮空気に燃料を混合して燃焼し、生成した燃焼排ガスをガスタービンに供給するガスタービン用燃焼器であって、
内部に燃焼室を形成する燃焼筒と、
前記燃焼筒の上流側に配置された予混合燃焼方式のメインバーナと、
前記メインバーナ下流側であって前記燃焼筒の周壁を貫通して配置され前記周壁から燃焼室へ燃料を噴射する複数の拡散燃焼方式の追焚きバーナとを備え、
前記複数の追焚きバーナは燃焼筒の周方向及び軸方向に整列して配置されていることを特徴とするガスタービン用燃焼器。 A gas turbine combustor that mixes and burns fuel with compressed air introduced from a compressor and supplies the generated combustion exhaust gas to a gas turbine,
A combustion cylinder forming a combustion chamber therein;
A premixed combustion type main burner disposed upstream of the combustion cylinder;
A plurality of diffusion combustion type burner burners that are arranged downstream of the main burner and penetrate the peripheral wall of the combustion cylinder and inject fuel into the combustion chamber from the peripheral wall;
The gas turbine combustor, wherein the plurality of additional burners are arranged in a circumferential direction and an axial direction of a combustion cylinder. 隣接する列に配置された前記複数の追焚きバーナは周方向に千鳥配列されている請求項１に記載のガスタービン用燃焼器。   The gas turbine combustor according to claim 1, wherein the plurality of reheating burners arranged in adjacent rows are arranged in a staggered manner in the circumferential direction. 前記複数の追焚きバーナのそれぞれに前記燃料を分配する燃料ヘッダを備える請求項１又は請求項２に記載のガスタービン用燃焼器。   The combustor for a gas turbine according to claim 1, further comprising a fuel header that distributes the fuel to each of the plurality of additional burners. 前記複数の追焚きバーナのうち、所定数の追焚きバーナにメタンを主成分とする第１の燃料を分配する第１の燃料ヘッダと、
残りの所定数の追焚きバーナに水素ガス又は水素含有ガスからなる第２の燃料を分配する第２の燃料ヘッダを備える請求項１から請求項３のいずれか１項に記載のガスタービン用燃焼器。 A first fuel header that distributes a first fuel mainly composed of methane to a predetermined number of additional burners among the plurality of additional burners;
The combustion for a gas turbine according to any one of claims 1 to 3, further comprising a second fuel header that distributes a second fuel made of hydrogen gas or a hydrogen-containing gas to the remaining predetermined number of burner burners. vessel. 請求項１から請求項４のいずれか１項に記載の燃焼器を備えることを特徴とするガスタービン。   A gas turbine comprising the combustor according to any one of claims 1 to 4.
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