JP2831641B2 - Diffusion-premix nozzle and gas turbine combustor - Google Patents
Diffusion-premix nozzle and gas turbine combustorInfo
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Description
【発明の詳細な説明】
［発明の背景］
本発明は、ガスタービン用燃焼器に関し、特に、窒素
酸化物（NOx）のような大気汚染物質の量を減少させる
ガスタービン用燃焼器に関する。
ガスタービンの排出ガス中のNOxの量を減らすため
に、２段２モード燃焼器が開発されている。この２段２
モードの燃焼器は、米国特許第4,292,801号に開示され
ている。この米国特許において、正規運転負荷状態で上
流側燃焼室が予混合室として機能し、実際の燃焼が下流
側燃焼室内で生じるように、２個の燃焼室が設けられて
いる場合、従来の１段１燃料ノズル燃焼器と比較してNO
x排出量が極めて減少することが明らかにされた。上述
の運転状態では、上流側燃焼室内に炎が存在しないから
NOxの生成量が減少し、補助ノズルに当る中央ノズルが
燃焼器の動作のための火炎源となる。上記米国特許にお
ける本発明の特定の態様によれば、上流側燃焼室に燃料
を噴射するための環状に配列された複数個の主ノズル
と、下流側燃焼室内に燃料を噴射するための中央ノズル
とが設けられている。これらの主ノズルおよび中央ノズ
ルは、全て拡散ノズルと見なされるものである。という
のは、ノズルが軸方向燃料送給管を有し、その吐出端が
空気旋回器によって囲まれているからである。空気旋回
器、燃料ノズルからの吐出された燃料に対して燃焼用空
気を供給する。本発明者は拡散−予混合ノズルとして記
述できるものに中央ノズルすなわち補助ノズルの設計を
変更することによって、NOxの生成量をさらに減らすこ
とができることを発見した。動作について説明すると、
比較的少量の燃料を用いて、拡散パイロットを維持する
一方で、補助ノズルの予混合部により、上流の主ノズル
から燃焼室内へ送給される主燃料を点火するために追加
の燃料を供給する。
［発明の目的］
本発明の目的は、運転条件の全範囲に亘って主予混合
流に点火するために安全で十分な熱源を提供することで
ある。
本発明の別の目的は、NOxの排出に対して炎源の影響
を最小とすることである。
本発明の他の目的は、パイロット拡散炎を生じさせる
のに使用される燃料の量を最小とすることである。
新規性があると思われる本発明の特徴は、特許請求の
範囲に記載されている。しかし、発明自体、および本発
明の他の目的および利点は、以下の説明および図面を参
照することにより最も良く理解できよう。
［発明の概要］
本発明は、特に、ベンチュリのど領域によって隔てら
れた２個の燃焼室を有するタイプのガスタービン用燃焼
器に適用できるものである。環状に配置された複数個の
主ノズルが、上流側すなわち第１の燃焼室内に燃料を噴
射する。これに対して、１個の補助ノズルすなわち中央
ノズルが、下流側すなわち第２の燃焼室内に燃料を噴射
する。運転方法によれば、ベース負荷の下で、全主ノズ
ルが消炎される一方で、１個の中央ノズルが主ノズルか
ら噴射された予混合燃料の燃焼を持続させる。本発明に
よれば、従来中央ノズルに用いられていた拡散ノズル
が、拡散−予混合ノズルに取り替えられ、この拡散−予
混合ノズルは、燃料器全体の全燃料流量の約20％から全
燃料流量の約２％へ、中央拡散炎のための燃料流量を減
少させる。これを達成するため、拡散炎の燃焼を支持す
るために最小量燃料送給管を囲むように空気送給管を設
け、他方、中央ノズル内での最大量の燃料送給を半径方
向の燃料分配管によって行う。各燃料分配管は、拡散パ
イロット部を囲む予混合室内に燃料を噴射する。拡散パ
イロット部は、軸方向燃料送給管、およびこれを囲む空
気送給管で構成される。このようにして、比較的少量の
燃料を、拡散炎として、中央ノズルの予混合室から吐出
する流れに点火するために使用することができる。しか
しその必要量は、残りの主ノズルから吐出する主予混合
流に点火するのに必要な量よりも相当少ない。したがっ
て、この構造では、拡散炎（NOxの排出量が多い）とし
て燃焼する燃料の、燃焼器における全燃料流量に対する
パーセントを最小にすると同時に、パイロット予混合流
（NOxの排出量が少ない）を使用することによって主予
混合流に点火するのに充分な熱入力を与える。
［発明の詳しい説明］
第１図に示されているように、ガスタービン12は、圧
縮機14、燃焼器16、および１枚の羽根で表わしたタービ
ン18を有する。図示されていないが、タービン18は、周
知のように共通軸によって圧縮機14に連結されて、これ
を駆動する。圧縮機14は入口空気を加圧し、この加圧さ
れた空気は燃焼器16の方へ向きを変えられて（すなわ
ち、反対向きに）流れ、燃焼器16内で燃焼器を冷却する
のに使用されるとともに燃焼用空気としても使用され
る。ガスタービン12は、複数回の燃焼器16（図には１の
みが示されている）を有し、これらの燃焼器は、ガスタ
ービン12の外周に配置されている。ガスタービンの１つ
のモデルにおいては、上述したような燃焼器がガスター
ビンの外周に14個配置されている。移行ダクト20が、そ
の対応する燃焼器16の出口端をタービン18の入口端に接
続し、燃焼による高温生成物をタービン18に送給する。
本発明は、特に、米国特許第4,292,801号に記載され
たタイプの２段２モード低NOx燃焼器に有用である。こ
の米国特許に記載されているように、また本出願の第２
図に示されているように、各燃焼器16は、第１の燃焼室
すなわち上流側燃焼室24と、第２の燃焼室すなわち下流
側燃焼室26と、これらの上流側および下流側燃焼室24お
よび26の間のベンチュリのど領域28とを有する。燃焼器
16は、燃焼器空気流スリーブ30によって囲まれており、
燃焼器空気流スリーブ30は、圧縮機14から吐出された空
気の流れを燃焼器16に導く流炉を構成する。燃焼器16は
さらに外側ケーシング31によって囲まれている。外側ケ
ーシング31はタービンケーシング32にボルトで固定され
る。
複数個の主ノズル36が、それぞれ上流側燃焼室24に燃
料を送給するために、中央補助ノズル38の周囲に環状に
配列される。ガスタービンのひとつのモデルでは、各燃
焼器は６個の主ノズルと１個の補助ノズルとを有するこ
ともある。燃焼器16について更に説明すると、燃料は、
当業者に周知のような、上記米国特許第4,292,801号に
詳述されている方法で、配管42を介して主ノズル36およ
び中央補助ノズル38に送給される。燃焼器内での点火
は、火花点火プラグ48（第２図には図示していない）に
よって行われる。また、隣りの燃焼器の点火は当業者に
周知のクロスファイヤ管50によって行われる。
上記米国特許第4,292,801号では、全ての燃料ノズル
（主ノズルおよび補助ノズルの両方）が同一であり、す
なわち、全ての燃料ノズルが拡散型であることが指摘さ
れている。第２図に示されているように、拡散型の主ノ
ズル36は、燃料送給ノズル54および環状旋回管56を有す
る。燃料送給ノズル54は、燃料のみを送給する。この燃
料は、その後、燃焼のため旋回器56からの空気と混合さ
れる。米国特許第4,292,801号によれば、補助ノズルも
拡散ノズルである。これについて以下説明する。
ベース負荷での運転中、２段２モード燃焼器は、予混
合モードで動作するように設計されている。この予混合
モードにおいては、全ての主ノズルは燃料と空気とを混
合するだけであり、この混合物は、補助すなわち中央拡
散ノズルにより支持されている拡散炎によって点火され
る。この主ノズルの予混合と補助拡散ノズルによる点火
とによって、燃焼器内でのNOx生成量が減少する。しか
し、上述のシステムには、少なくとも１つの根本的な欠
点があった。たとえば、実験室での試験の結果、補助拡
散ノズルに対して可能な最小パーセントの燃料を使用す
れば或る運転条件でNOx排出量が最小になるが、他の運
転条件で、補助拡散ノズルに同じパーセントの燃料を用
いると、主予混合流を満足に燃焼させるのに充分な熱入
力が得られないことが判明した。本発明者は、最小拡散
パイロットを中央ノズルの予混合室と組み合せて使用す
ることによって、上流側の予混合ノズル（主ノズル）か
ら吐出される主予混合流に対する満足なパイロット炎を
維持できることを見出した。したがって、本発明では、
拡散炎（高NOxの生成をともなう）として燃焼する燃料
の燃焼器への全燃料に対するパーセントを最小にすると
同時に、補助予混合流すなわちパイロット流を使用する
ことによって主予混合流に点火するのに充分な熱入力が
得られるようにする。
このため、本発明によれば、第２図および第３図に示
すように、拡散−予混合ノズル100を提供する。拡散−
予混合ノズル100は、燃料送給管64を具えた拡散パイロ
ット部62を有する。燃料送給管64は、軸方向燃料送給管
66、およびこの管66から半径方向外向きに伸びて端部が
閉鎖された複数本の半径方向の燃料分配管68を有する。
好適な実施例では、６本の燃料分配管が設けられる。第
３図に最も良く示されているように、各燃料分配管68
は、複数個の燃料吐出孔70を有する。燃料吐出孔70は、
拡散−予混合ノズル100の吐出端の方へ下流に向けられ
ている。燃料吐出孔70の寸法は、後述する予混合室内に
所望のパーセントの燃料流量を送給するように設定され
る。
拡散パイロット部62は、さらに空気送給管74を有す
る。空気送給管74は、軸方向燃料送給管66と同軸であっ
て、これを囲む。空気送給管74への空気入力は、圧縮機
14からの吐出空気である。この吐出空気は、その流れの
向きが逆転されて、燃焼器空気流スリーブ30と燃焼器ラ
イナ78とによって画成された空間76に流入する。拡散パ
イロット部62は、その吐出端に第１の環状旋回器すなわ
ち拡散パイロット旋回器82を有する。この拡散パイロッ
ト旋回器82は、空気送給管74から吐出された空気を拡散
パイロット炎に向けて送るためのものである。
予混合室84が、スリーブ状の截頭円錐筒85によって画
成される。予混合室84は、拡散パイロット部62を囲み、
拡散パイロット部62の吐出端に近接する吐出端を有す
る。圧縮機14からの吐出空気が、その流れの向きが逆転
されて、空気送給管74と同様に空間76から予混合室84内
に流入する。複数本の燃料分配管68は、空気送給管74を
貫通して環状の予混合室84の中まで伸びている。この予
混合室内で燃料と空気が混合されて、第２の旋回器すな
わち予混合室、旋回器86に送給される。予混合室旋回器
86は、拡散パイロット部62と予混合室84の截頭円錐筒85
との間に配置されている。
第３の旋回器すなわち中央ノズル旋回器90が、拡散予
混合ノズル100の吐出端よりも下流に配置される。中央
ノズル旋回器90は、截頭円錐筒85の延長部すなわちカッ
プ92と上流側燃焼室24の中心体壁95との間に配置されて
いる。圧縮機14からの吐出空気が、その流れの向きが逆
転されて、燃焼器ライナ78を囲む空間76から中央ノズル
旋回器90へ流れる。中央ノズル旋回器90の目的は、第１
の燃焼室からの主予混合流と組み合わさるときの、拡散
−予混合ノズル100の炎を安定させるためである。
拡散パイロット旋回器82、予混合室旋回器86および中
央ノズル旋回器90の所要の設計は、当業者に周知である
から、これ以上説明しない。予混合室84の截頭円錐筒85
は、ガスタービン環境内で使用するのに適した金属で作
られる。
動作について説明すると、始動時に、第１の燃焼室内
に燃料が導入されて燃焼が開始される。予め定められた
中間範囲の負荷になったとき、燃料流は、所望の負荷に
到達するように主ノズルと補助ノズルとの間で分割され
て、補助ノズルの点火が行われる。その後、主ノズルへ
の燃料流が遮断されて、第１の燃料室内での燃焼を停止
させる。その後、燃料流が再び主ノズルに設定され、こ
のとき、主ノズルはそれに供給される主燃料流に対する
主予混合室として作用し、他方、中央ノズルは点火され
た状態に保たれて主予混合流に対するパイロット炎を形
成する。この点で従来技術によれば、全燃料器燃料流量
の約20％を使う拡散炎は、比較的多量のNOxを生成して
しまう。
拡散−予混合ノズルを用いる本発明によれば、全燃焼
器燃料流量の約２％のみが拡散炎を支持するために使用
されるので、NOxの生成量が相当小さくなる。パイロッ
トノズルすなわち補助ノズル残りの燃料は予混合室内で
予混合され、このため相当低下したレベルのNOxが排出
される。要約すると、上述したように本発明によれば、
NOxの生成量が減少し、この減少によって、補助ノズル
に通す燃料の流量を増加させることができるようにな
り、また、拡散パイロットが周囲の主ノズルからの全予
混合流よりもむしろ拡散パイロットの予混合流に依存す
るので、ターンダウンすなわち変動する条件下で動作す
る能力がかなり拡大される。
本発明を特定の実施例に関して図示し説明したが、当
業者であれば、特許請求の範囲内において容易に種々変
形することができよう。したがって、本願の特許請求の
範囲は、このような変形を包含するものである。Description: BACKGROUND OF THE INVENTION The present invention relates to a gas turbine combustor, and more particularly to a gas turbine combustor that reduces the amount of air pollutants such as nitrogen oxides (NO x ). To reduce the amount of the NO x in the exhaust gas of a gas turbine, 2-stage bimodal combustors have been developed. This 2nd stage 2
A mode combustor is disclosed in U.S. Patent No. 4,292,801. In this U.S. patent, the conventional combustion chamber is provided with two combustion chambers so that the upstream combustion chamber functions as a premixing chamber under normal operating load conditions and actual combustion occurs in the downstream combustion chamber. NO compared to stage 1 fuel nozzle combustor
x Emissions were found to be significantly reduced. In the above operating condition, there is no flame in the upstream combustion chamber.
NO x production is reduced and the central nozzle, which hits the auxiliary nozzle, is the source of flame for combustor operation. According to certain aspects of the present invention in the aforementioned U.S. patent, a plurality of annularly arranged main nozzles for injecting fuel into the upstream combustion chamber and a central nozzle for injecting fuel into the downstream combustion chamber. Are provided. These main and central nozzles are all considered diffusion nozzles. This is because the nozzle has an axial fuel feed pipe, the discharge end of which is surrounded by an air swirler. The air swirler supplies combustion air to the fuel discharged from the fuel nozzle. The present inventor has spread - by changing the central nozzles or the auxiliary nozzle design to what can be described as premixing nozzles, and found that it is possible to further reduce the production of NO x. To explain the operation,
The premixing section of the auxiliary nozzle provides additional fuel to ignite the main fuel delivered from the upstream main nozzle into the combustion chamber while maintaining the diffusion pilot using a relatively small amount of fuel. . OBJECTS OF THE INVENTION It is an object of the present invention to provide a safe and sufficient heat source for igniting a main premix stream over a full range of operating conditions. Another object of the present invention is to minimize the effects of the flame source relative to emissions NO x. It is another object of the present invention to minimize the amount of fuel used to create a pilot diffusion flame. The features of the invention which appear to be novel are set forth in the appended claims. However, the invention itself, as well as other objects and advantages of the invention, will be best understood by reference to the following description and drawings. SUMMARY OF THE INVENTION The present invention is particularly applicable to a gas turbine combustor of the type having two combustion chambers separated by a venturi throat region. A plurality of main nozzles arranged in an annular shape inject fuel into the upstream side, that is, into the first combustion chamber. In contrast, one auxiliary nozzle, the central nozzle, injects fuel downstream, ie, into the second combustion chamber. According to the method of operation, under base load, all main nozzles are extinguished while one central nozzle sustains combustion of the premixed fuel injected from the main nozzles. In accordance with the present invention, the diffusion nozzle previously used for the central nozzle is replaced by a diffusion-premix nozzle, which is capable of reducing the total fuel flow from about 20% of the total fuel flow of the entire fuel tank. To about 2% of the fuel flow for the central diffusion flame. To achieve this, an air feed pipe is provided around the minimum fuel feed pipe to support the combustion of the diffusion flame, while the maximum fuel feed in the central nozzle is provided by a radial fuel feed. This is performed by a distribution pipe. Each fuel distribution pipe injects fuel into a premixing chamber surrounding the diffusion pilot section. The diffusion pilot section includes an axial fuel feed pipe and an air feed pipe surrounding the pipe. In this way, a relatively small amount of fuel can be used as a diffusion flame to ignite the stream discharged from the premixing chamber of the central nozzle. However, the required volume is substantially less than that required to ignite the main premix stream discharged from the remaining main nozzles. Thus, in this structure, the fuel combustion as a diffusion flame (emission of the NO x is large), and at the same time percent minimize for all fuel flow in the combustor, (less emissions of the NO x) pilot premixed merged Provides sufficient heat input to ignite the main premix stream. DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION As shown in FIG. 1, a gas turbine 12 has a compressor 14, a combustor 16, and a turbine 18 represented by a single blade. Although not shown, turbine 18 is coupled to and drives compressor 14 by a common shaft, as is well known. Compressor 14 pressurizes the inlet air, which is redirected (ie, in the opposite direction) toward combustor 16 and is used to cool the combustor within combustor 16 And used as combustion air. The gas turbine 12 has a plurality of combustors 16 (only one is shown in the figure), and these combustors are arranged on the outer periphery of the gas turbine 12. In one model of the gas turbine, 14 combustors as described above are arranged on the outer periphery of the gas turbine. A transition duct 20 connects the outlet end of the corresponding combustor 16 to the inlet end of the turbine 18 and delivers hot products of combustion to the turbine 18. The present invention is particularly useful for two-stage two-mode low NO x combustor of the type described in U.S. Patent No. 4,292,801. As described in this US patent, and in the second
As shown, each combustor 16 includes a first combustion chamber or upstream combustion chamber 24, a second combustion chamber or downstream combustion chamber 26, and upstream and downstream combustion chambers. And a venturi throat region 28 between 24 and 26. Combustor
16 is surrounded by a combustor airflow sleeve 30;
The combustor air flow sleeve 30 constitutes a flow furnace for guiding the flow of air discharged from the compressor 14 to the combustor 16. The combustor 16 is further surrounded by an outer casing 31. The outer casing 31 is fixed to the turbine casing 32 with bolts. A plurality of main nozzles 36 are annularly arranged around the central auxiliary nozzle 38 to supply fuel to the upstream combustion chamber 24, respectively. In one model of a gas turbine, each combustor may have six main nozzles and one auxiliary nozzle. To further describe the combustor 16, the fuel is:
It is delivered to main nozzle 36 and central auxiliary nozzle 38 via tubing 42 in the manner detailed in the aforementioned U.S. Pat. No. 4,292,801, as is well known to those skilled in the art. Ignition in the combustor is provided by a spark ignition plug 48 (not shown in FIG. 2). Also, ignition of the adjacent combustor is provided by a cross-fire tube 50 known to those skilled in the art. The above-mentioned U.S. Pat. No. 4,292,801 points out that all fuel nozzles (both main and auxiliary nozzles) are identical, that is, all fuel nozzles are of the diffusion type. As shown in FIG. 2, the diffusion type main nozzle 36 has a fuel supply nozzle 54 and an annular swirl tube 56. The fuel delivery nozzle 54 delivers only fuel. This fuel is then mixed with air from swirler 56 for combustion. According to U.S. Pat. No. 4,292,801, the auxiliary nozzle is also a diffusion nozzle. This will be described below. During operation at base load, the two-stage, two-mode combustor is designed to operate in a premixed mode. In this premixing mode, all main nozzles only mix fuel and air, and this mixture is ignited by a diffusion flame supported by an auxiliary or central diffusion nozzle. The premixing of the main nozzle and the ignition by the auxiliary diffusion nozzle, NO x generation amount in the combustor is reduced. However, the system described above has at least one fundamental disadvantage. For example, the results of laboratory testing, but NO x emissions at some operating conditions when using minimum percentage of fuel possible for auxiliary diffusion nozzle is minimized, in other operating conditions, auxiliary diffusion nozzle It has been found that using the same percentage of fuel does not provide sufficient heat input to satisfactorily burn the main premix stream. The inventor has found that by using the minimum diffusion pilot in combination with the premixing chamber of the central nozzle, a satisfactory pilot flame for the main premixed stream discharged from the upstream premixing nozzle (main nozzle) can be maintained. I found it. Therefore, in the present invention,
And at the same time the percentage of total fuel to the combustor of the burning fuel as a diffusion flame (with the production of high NO x) to minimize, to ignite the main premixed confluence by using an auxiliary premixed confluent i.e. pilot flow So that sufficient heat input can be obtained. To this end, the present invention provides a diffusion-premix nozzle 100, as shown in FIGS. Diffusion
The premix nozzle 100 has a diffusion pilot section 62 with a fuel delivery tube 64. The fuel supply pipe 64 is an axial fuel supply pipe.
66, and a plurality of radial fuel distribution pipes 68 extending radially outward from the pipe 66 and having closed ends.
In a preferred embodiment, six fuel distribution pipes are provided. As best shown in FIG. 3, each fuel distribution pipe 68
Has a plurality of fuel discharge holes 70. The fuel discharge hole 70 is
It is directed downstream towards the discharge end of the diffusion-premix nozzle 100. The size of the fuel discharge hole 70 is set so as to supply a desired percentage of the fuel flow rate into the premixing chamber described later. The diffusion pilot section 62 further has an air supply pipe 74. The air supply pipe 74 is coaxial with and surrounds the axial fuel supply pipe 66. The air input to the air supply pipe 74 is
Air discharged from 14. This discharge air is reversed in flow direction and flows into the space 76 defined by the combustor airflow sleeve 30 and the combustor liner 78. Diffusion pilot section 62 has a first annular swirler, or diffusion pilot swirler 82, at its discharge end. The diffusion pilot swirler 82 is for sending the air discharged from the air supply pipe 74 toward the diffusion pilot flame. A premixing chamber 84 is defined by a sleeve-shaped frustoconical cylinder 85. The premixing chamber 84 surrounds the diffusion pilot section 62,
The diffusion pilot unit 62 has a discharge end close to the discharge end. The direction of the flow of the discharge air from the compressor 14 is reversed, and the discharge air flows into the premixing chamber 84 from the space 76 similarly to the air supply pipe 74. The plurality of fuel distribution pipes 68 extend through the air supply pipe 74 and into the annular premixing chamber 84. The fuel and the air are mixed in the premixing chamber, and are supplied to the second swirler, that is, the premixing chamber, the swirler 86. Premix chamber swivel
86 is a truncated conical cylinder 85 of the diffusion pilot section 62 and the premixing chamber 84
And is located between. A third swirler or central nozzle swirler 90 is located downstream from the discharge end of the diffusion premix nozzle 100. The central nozzle swirler 90 is disposed between an extension of the frusto-conical cylinder 85, i.e., the cup 92 and the central body wall 95 of the upstream combustion chamber 24. The air discharged from the compressor 14 flows from the space 76 surrounding the combustor liner 78 to the central nozzle swirler 90 with its flow direction reversed. The purpose of the central nozzle swirler 90 is
To stabilize the flame of the diffusion-premix nozzle 100 when combined with the main premix flow from the combustion chamber. The required designs of the diffusion pilot swirler 82, the premix chamber swirler 86, and the central nozzle swirler 90 are well known to those skilled in the art and will not be described further. Frustoconical cylinder 85 of premixing chamber 84
Is made of a metal suitable for use in a gas turbine environment. Describing the operation, at the time of starting, fuel is introduced into the first combustion chamber and combustion is started. At a predetermined mid-range load, the fuel flow is split between the main and auxiliary nozzles to reach the desired load, and the auxiliary nozzle is ignited. Thereafter, the fuel flow to the main nozzle is shut off, and the combustion in the first fuel chamber is stopped. Thereafter, the fuel flow is set back to the main nozzle, where the main nozzle acts as the main premix chamber for the main fuel flow supplied to it, while the central nozzle is kept ignited and the main premix Form a pilot flame for the flow. According In this regard the prior art, diffusion flame using approximately 20% of the total fuel unit fuel flow, resulting in relatively produce large quantities of NO x. Diffusion - According to the present invention using the premixing nozzles, only about 2% of the total combustor fuel flow is used to support the diffusion flame, the amount of the NO x becomes considerably smaller. Pilot nozzle i.e. the auxiliary nozzle remaining fuel is premixed in the premixing chamber, thus corresponding reduced levels of the NO x is discharged. In summary, according to the present invention as described above,
NO x production is reduced, which allows the fuel flow through the auxiliary nozzle to be increased, and also allows the diffusion pilot to operate rather than the entire premixed flow from the surrounding main nozzle. The ability to operate under turndown or fluctuating conditions is greatly expanded. Although the present invention has been illustrated and described with respect to particular embodiments, those skilled in the art will readily perceive variations within the scope of the appended claims. Therefore, the claims of the present application are intended to cover such modifications.
【図面の簡単な説明】
第１図は、一部を断面で示したガスタービンエンジンの
側面図である。第２図は、ガスタービンエンジンの燃焼
器部分の拡大側断面図である。第３図は、本発明による
拡散−予混合ノズルの概略側断面図である。
［主な符号の説明］
36:主ノズル、38:中央ノズル、100:拡散−予混合ノズ
ル、62:拡散パイロット部、64:燃料送給管、66:軸方向
燃料送給管、68:半径方向の燃料分配管、70:燃料吐出
孔、74:空気送給管、82,86,90:旋回器、84:予混合室、8
5:截頭円錐筒。BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a side view of a gas turbine engine partially shown in section. FIG. 2 is an enlarged side sectional view of a combustor portion of the gas turbine engine. FIG. 3 is a schematic side sectional view of a diffusion-premix nozzle according to the present invention. [Explanation of Main Symbols] 36: Main nozzle, 38: Central nozzle, 100: Diffusion-premix nozzle, 62: Diffusion pilot section, 64: Fuel supply pipe, 66: Axial fuel supply pipe, 68: Radius Direction fuel distribution pipe, 70: fuel discharge hole, 74: air supply pipe, 82, 86, 90: swirler, 84: premix chamber, 8
5: Truncated cone.
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ロイ・マーシャル・ワシャム アメリカ合衆国、ニューヨーク州、スケ ネクタデイ、カリーブッシュ・ロード、 アール・ディー・ナンバー５（番地な し) (56)参考文献 特開 昭59−101551（ＪＰ，Ａ) 特開 昭56−25622（ＪＰ，Ａ) 特開 昭59−202324（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) F02C 7/232 F23R 3/28,3/34,3/04 F23C 11/00──────────────────────────────────────────────────続 き Continuing the front page (72) Inventor Roy Marshall Washam United States, New York, Schenectady, Currybush Road, R.D. No. 5 (no address) (56) References JP-A-Showa 59 -101551 (JP, A) JP-A-56-25622 (JP, A) JP-A-59-202324 (JP, A) (58) Fields investigated (Int. Cl. 6 , DB name) F02C 7/232 F23R 3 / 28,3 / 34,3 / 04 F23C 11/00
Claims (1)
給管と、該第１の軸方向燃料送給管と同軸であると共に
該第１の軸方向燃料送給管を取り囲んでいる第２の軸方
向空気送給管と、前記第１の軸方向燃料送給管と周囲の
前記第２の軸方向空気送給管との間で前記第１の軸方向
燃料送給管の吐出端に設けられている環状の第１の旋回
器とを含んでいる拡散パイロット部であって、前記第１
の軸方向燃料送給管は更に、該第１の軸方向燃料送給管
から外向きに延在していると共に該第１の軸方向燃料送
給管の入口端に向かって位置している複数の半径方向燃
料分配管であって、前記第２の軸方向空気送給管の外周
を越えて延在している複数の半径方向燃料分配管を含ん
でおり、前記第２の軸方向空気送給管は、前記半径方向
燃料分配管の上流に入口端を有している、拡散パイロッ
ト部と、 該拡散パイロット部を取り囲んでいると共に、入口端と
吐出端とを含んでいる予混合室とを備えた拡散−予混合
ノズルであって、 前記半径方向燃料分配管は、前記予混合室内まで延在し
ており、 少なくとも１つの半径方向燃料分配管に設けられてお
り、前記予混合室の吐出端の方へ向いている少なくとも
１つの燃料吐出孔と、 前記第２の軸方向空気送給管と周囲の前記予混合室との
間で該予混合室の吐出端に設けられている環状の第２の
旋回器とを備えている拡散−予混合ノズル。 ２．当該第１及び第２の燃焼室に比べて減少した寸法を
成しているのど領域により相互接続されている第１及び
第２の燃焼室であって、該第１の燃焼室は、該第２の燃
焼室より上流に配置されている、第１及び第２の燃焼室
と、該第１の燃焼室より上流に環状の配列を成してお
り、該第１の燃焼室内に燃料を導入する複数の拡散型主
燃料ノズルであって、該拡散型ノズルの各々は、前記第
１の燃焼室内に加圧された空気を導入して燃料と空気と
の可燃混合物を生成する環状の旋回器を含んでいる、複
数の拡散型主燃料ノズルとを含んでいる形式のガスター
ビン燃焼器であって、 前記第２の燃焼室より上流に配置されていると共に、該
第２の燃焼室へ向かっている吐出端を有している拡散−
予混合ノズルであって、軸方向燃料送給管と、該軸方向
燃料送給管の実質的に全長に沿って該軸方向燃料送給管
を取り囲んでいる空気送給管とを含んでいる拡散パイロ
ット部を含んでいる拡散−予混合ノズルを備えたガスタ
ービン燃焼器。 ３．前記拡散−予混合ノズルは、 前記燃料送給管と前記空気送給管との間に設けられてい
る環状の拡散パイロット旋回器と、 該拡散パイロットを取り囲んでいる予混合室と、 前記燃料送給管から半径方向外向きに前記空気送給管を
貫通して前記予混合室内へ延在している複数の燃料分配
管と、 燃料を前記予混合室内へ分配するように、半径方向に向
いた少なくとも１つの前記燃料分配管に設けられている
と共に、前記予混合室の吐出端の方へ向いている少なく
とも１つの燃料吐出孔と、 前記空気送給管と前記予混合室との間で前記拡散−予混
合ノズルの吐出端に隣接して配置されている予混合室旋
回器とを含んでいる特許請求の範囲第２項に記載のガス
タービン燃焼器。 ４．前記拡散−予混合ノズルは、前記複数の主ノズルの
環状の配列の中央に配置されており、前記拡散−予混合
ノズルと周囲の中心体壁との間に設けられている第３の
旋回器を更に含んでいる特許請求の範囲第２項に記載の
ガスタービン燃焼器。(57) [Claims] A first axial fuel delivery pipe having an inlet end and a discharge end, and coaxial with and surrounding the first axial fuel delivery pipe. A second axial air supply pipe between the first axial fuel supply pipe and the surrounding second axial air supply pipe. A diverging pilot section including an annular first swirler provided at a discharge end, wherein
The axial fuel delivery tube further extends outwardly from the first axial fuel delivery tube and is located toward an inlet end of the first axial fuel delivery tube. A plurality of radial fuel distribution pipes, the plurality of radial fuel distribution pipes extending beyond an outer periphery of the second axial air supply pipe, wherein the second axial air distribution pipe includes a plurality of radial fuel distribution pipes. A feed pipe having a inlet end upstream of the radial fuel distribution pipe; a diffusion pilot section; a premixing chamber surrounding the diffusion pilot section and including an inlet end and a discharge end. Wherein the radial fuel distribution pipe extends to the premix chamber, is provided in at least one radial fuel distribution pipe, and wherein the premix chamber At least one fuel discharge hole facing toward the discharge end of the second axial direction A diffusion-premix nozzle comprising an annular second swirler provided at a discharge end of the premix chamber between the directional air supply pipe and the surrounding premix chamber. 2. First and second combustion chambers interconnected by a throat region having a reduced size as compared to the first and second combustion chambers, wherein the first combustion chambers comprise the first and second combustion chambers. A first and a second combustion chamber disposed upstream of the second combustion chamber; and an annular arrangement upstream of the first combustion chamber, wherein fuel is introduced into the first combustion chamber. A plurality of diffusion-type main fuel nozzles, each of the diffusion-type nozzles being adapted to introduce pressurized air into the first combustion chamber to produce a combustible mixture of fuel and air. A gas turbine combustor of the type comprising a plurality of diffusion-type main fuel nozzles, wherein the gas turbine combustor is disposed upstream from and toward the second combustion chamber. Diffusion with discharge end
A premix nozzle that includes an axial fuel delivery tube and an air delivery tube surrounding the axial fuel delivery tube along substantially the entire length of the axial fuel delivery tube. A gas turbine combustor with a diffusion-premix nozzle including a diffusion pilot. 3. The diffusion-premix nozzle includes an annular diffusion pilot swirler provided between the fuel supply pipe and the air supply pipe; a premix chamber surrounding the diffusion pilot; A plurality of fuel distribution pipes extending through the air supply pipe radially outward from the supply pipe into the premix chamber; and a radially extending pipe for distributing fuel into the premix chamber. At least one fuel discharge hole provided in at least one of the fuel distribution pipes and facing a discharge end of the premix chamber; and between the air supply pipe and the premix chamber. 3. The gas turbine combustor according to claim 2, further comprising a premix chamber swirler disposed adjacent a discharge end of said diffusion-premix nozzle. 4. A third swirler disposed at the center of the annular arrangement of the plurality of main nozzles and provided between the diffusion-premix nozzle and a surrounding central body wall; 3. The gas turbine combustor according to claim 2, further comprising:
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