JP3063001B1 - 燃焼方法および燃焼装置 - Google Patents
燃焼方法および燃焼装置Info
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Abstract
定した燃焼が確保されるとともに、低NOX化が図られ
た燃焼方法および燃焼装置を提供する。 【解決手段】 環状に形成されたパイロットステージ1
4とその下流において環状に形成されたメインステージ
15とを用いて燃料を燃焼させるものであって、起動時
にはパイロットステージ14のみにて燃料を燃焼させ、
通常運転時には燃焼用空気に円周方向の旋回力を付与す
るとともに、その旋回力を付与された燃焼用空気に燃料
を噴射して燃料と空気との混合気を生成し、その混合気
をメインステージ15に供給して燃焼させるものであ
る。
Description
装置に関する。さらに詳しくは、航空機用ジェットエン
ジン、舶用ガスタービン、産業用ガスタービンに適用さ
れる低NOX化が達成できる燃焼方法および燃焼装置に
関する。
ビンの排ガスの低NOX化を図る燃焼方法として、希薄
予混合予蒸発燃焼(LPP燃焼)や過濃燃焼急速希釈燃
焼(RQL燃焼)などが知られている。これらの燃焼方
法を用いて低NOX化を図った燃焼方式として、ステー
ジング燃焼方式やスワール燃焼方式が提案されている。
た燃焼室aの一例を概略図で示す。この燃焼室aは、図
5に示すように、燃焼領域がパイロットステージbとメ
インステージcとから構成されており、負荷に応じて燃
焼領域を使い分けて負荷全域にわたって低NOX化を図
るものである。すなわち、起動時にはパイロットステー
ジbのみにより燃焼を行い、起動時における燃料と空気
との混合割合を最適値に保持するとともに、通常運転時
にはメインステージcにおいて負荷に応じて燃料と空気
との混合割合を調節してその割合を最適値に保持するよ
うにして負荷全域にわたって低NOX化を図るものであ
る。
た燃焼室dの一例を概略図で示す。この燃焼室dには、
図7に示すようなアニュラ型燃焼器eが用いられてい
る。このアニュラ型燃焼器eは、図7に示すように、空
気取り入れ部に設けられたベーンfにより、燃焼用空気
に周方向の旋回力を与えて旋回流を形成して燃焼室d内
において切れ目のない火炎を形成し、それにより局部的
な高温部の発生を防止して低NOX化を図るものであ
る。
ジング燃焼方式およびスワール燃焼方式には次のような
問題がある。
点について説明する。
ットステージbおよびメインステージcの双方におい
て、図8および図9に示すように燃料噴射弁gが周方向
に離散的に配置されているので、燃焼室aの周方向に燃
料と空気の混合濃度にむらが生じ、その結果局部的に高
温部が発生する。それがため、低NOX化にはおのずと
限界がある。
ついて説明する。
取り入れ部に設けられたベーンfにより、燃焼用空気に
周方向の旋回力を与えて旋回流を形成するものである
が、起動時や低負荷時には燃焼用空気の量が少なく、所
望の周方向の旋回流が形成されない。そのため、起動時
や低負荷時における実用上充分な着火特性や火炎の安定
性が得られていない。
術の課題に鑑みなされたものであって、起動時から最高
負荷までの全域にわたって安定した燃焼が確保されると
ともに、低NOX化が図られる燃焼方法および燃焼装置
を提供することを目的としている。
状に形成されたパイロットステージとその下流において
環状に形成されたメインステージとを用いる、ジェット
エンジンまたはガスタービンにおける燃焼方法であっ
て、起動時にはパイロットステージのみにて燃料を燃焼
させ、通常運転時にはメインステージに周方向に切れ目
のない燃料の薄膜を形成するとともに、前記メインステ
ージにその外周から所定角度で所定間隔にて燃焼用空気
を供給して前記薄膜を微粒化して燃焼させることを特徴
とする。
成されたメインステージが、下流側に向けて順番に形成
された複数のブロックに分割され、前記各ブロックが、
周方向に切れ目のない燃料の薄膜を形成し、かつその外
周から所定角度で所定間隔にて燃焼用空気を供給して前
記薄膜を微粒化して燃焼させることが可能とされ、負荷
に応じて使用するブロックの数を調節するようにされて
いるのが好ましい。
動用燃焼手段と主燃焼手段とを備えるジェットエンジン
またはガスタービンにおける燃焼装置であって、前記燃
焼室が、環状に形成されたパイロットステージと、前記
パイロットステージの下流において環状に形成されたメ
インステージとを有し、前記起動用燃焼手段が、前記燃
焼室のパイロットステージの前面に所定間隔で配設され
た所要数の燃料噴射弁とされ、前記主燃焼手段が、前記
メインステージの外周に所定角度で所定間隔にて配設さ
れた所要数のスワールベーンを有する、燃焼用空気に周
方向の旋回力を付与する旋回力付与機構と、所定角度に
て所定間隔で配設された所要数の燃料噴射ノズルとを有
し、前記燃料噴射ノズルが、周方向に切れ目のない燃料
の薄膜を形成するフィルムリップ部を有してなり、前記
燃料噴射ノズルにより円周方向に切れ目のない燃料の薄
膜が形成され、前記旋回力付与機構により旋回力が付与
された燃焼用空気により、前記薄膜が微粒化されてなる
ことを特徴とする。
段が複数とされ、その複数の主燃焼手段が燃焼室のメイ
ンステージの外壁の傾斜部において下流側に向けて階段
状に配設されていてもよい。
微粒化式燃料噴射弁とされる。
時にはパイロットステージのみにおいて燃料を燃焼さ
せ、それにより安定した火炎を形成する一方、通常負荷
時にはメインステージにおいても周方向に旋回力が付与
された燃焼用空気に燃料を噴霧して燃焼させ、それによ
り燃焼を均一になして局所的に高温部が発生することを
防止している。したがって、負荷の全域にわたって安定
した燃焼が確保されるとともに低NOX化が達成され
る。
発明を実施の形態に基づいて説明するが、本発明はかか
る実施の形態のみに限定されるものではない。
置Aの一実施の形態を図1に概略図で示し、図2に一部
切欠き斜視図で示す。
段20と主燃焼手段30とを主要構成要素として備えて
なる。
内壁11の外周に先端を一致させて同心円的に配設され
た外壁12と、内壁11先端と外壁12先端との間に配
設されたリング状の前壁13とにより形成された空間で
あって、起動用燃焼手段20による燃焼がなされるパイ
ロットステージ14と、そのパイロットステージ14の
下流に配設された主燃焼手段30による燃焼がなされる
メインステージ15とを備えてなるものとされる。
よび図2に示すように、前部の小径水平部10aと、後
部の大径水平部10bと、その間を連絡している中間部
の傾斜部10cとからなるものとされ、前部の小径水平
部10aがパイロットステージ14として機能し、中間
部の傾斜部10cがメインステージ15として機能す
る。そして、この燃焼室10の外側を空気吸入口(図示
省略)から吸入された燃焼用空気が流れている。
室10の前壁13に同心円状に所定間隔で配設された所
要数の気流微粒化式燃料噴射弁21とされる。
旋回力を付与する旋回力付与機構31と、前記旋回力付
与機構31により旋回力が付与された燃焼用空気に向け
て燃料を噴射する所定間隔で配設された所要数の燃料噴
射ノズル32とを有してなるものであって、具体的に
は、燃焼室10の外壁12に同心円状に所定角度で配設
された所要数のスワールベーン33と、それらのスワー
ルベーン33,33間に所定角度で挿入された燃料噴射
ノズル32とを備えてなるものとされる。そして、燃料
噴射ノズル32の基端部32aはその外周に配設された
リング状の燃料供給パイプPに接続されている。これら
の所定角度は、燃焼装置Aの仕様に応じて適宜角度とさ
れるが、一般的に、スワールベーン33の角度は、30
度〜60度の範囲とされ、その角度に応じて挿入可能な
燃料噴射ノズル32の角度を設定する。この場合、図3
に示すように、燃料噴射ノズル32の先端部にフィルム
リップ部32bを設け、それにより周方向に均一な切れ
目のない燃料の薄膜を形成してその薄膜をスワールベー
ン33からの空気により微粒化させてもよい。
段30は、第1主燃焼手段30A、第2主燃焼手段30
Bおよび第3主燃焼手段30Cが、上流側からこの順で
燃焼室10の外壁12の傾斜部に階段状に設けられてい
る。したがって、この実施の形態においては、メインス
テージは第1主燃焼手段30Aの燃焼を受け持つ第1ブ
ロック16と、第2主燃焼手段30Bの燃焼を受け持つ
第2ブロック17と、第3主燃焼手段30Cの燃焼を受
け持つ第3ブロック18とに機能上分割されている。す
なわち、機能上、メインステージ15は3分割されてい
る。
形態では3個とされているが、燃焼装置Aの仕様に応じ
て1〜5の範囲で適宜選定される。
による燃焼について説明する。
により燃焼を行い、安定した火炎をパイロットステージ
14に形成する。こ場合、気流微粒化燃料噴射弁21に
より燃料を噴射しているので、良好な着火特性および安
定した火炎が得ることができる。このパイロットステー
ジに形成された安定した火炎は、後述するメインステー
ジにおける希薄燃焼のための保炎の役割も果たしてい
る。
に応じて第1主燃焼手段30A、第2主燃焼手段30B
および第3主燃焼手段30Cを順次稼働させて最適な燃
焼を行う。この場合、第1主燃焼手段30Aの燃焼を受
け持つ第1ブロック16は、パイロットステージ14に
隣接しているので、第1ブロック16に供給された燃料
と空気の混合気への、パイロットステージ14に形成さ
れている火炎による着火は円滑にさなれる。また、燃焼
用空気はスワールベーン33による周方向の旋回力を与
えられているので、図3に示すように、燃料噴射ノズル
32により噴霧された燃料は、周方向に均一に希釈され
て所望の混同濃度とすることができる。その結果、燃焼
が均一になされて所望の低NOX化が達成され、燃焼器
出口の温度分布も均一となる(図4の局所火炎温度参
照)。しかも、低負荷時には過度に希薄な状態にならな
いため、THC,COの排出量も低減される。
動時から最高負荷までの全域にわたって安定した燃焼が
確保されるとともに、所望の低NOX化が達成される。
また、燃料と空気とが周方向に旋回させられながら均一
に混合されるので、燃焼室のデッドスペースが減少し、
燃焼室の小型化および高負荷化が図られる。
してきたが、本発明はかかる実施の形態のみに限定され
るものではなく種々改変が可能である。例えば、この実
施の形態では、起動用燃焼手段として気流微粒化式燃料
噴射弁が用いられているが、他の形式の燃料噴射弁とさ
れてもよい。
のような優れた効果が得られる。
焼が確保される。
特に、低負荷時におけるTHC,COの排出量が低減さ
れる一方、高負荷時におけるNOXの排出量が低減され
る。
で、燃焼装置の出口ガス温度分布が均一となり、タービ
ン翼の寿命が伸びる。
ため、燃焼室の小型化および高負荷化が図られる。
である。
射ノズルを用いた主燃焼手段の部分拡大図である。
る。
例の概略図である。
概略図である。
アニュラ型燃焼器の一部切欠き斜視図である。
式に用いられている燃焼器の一部切欠き斜視図である。
式による燃焼状態の模式図である。
Claims (6)
- 【請求項1】 環状に形成されたパイロットステージと
その下流において環状に形成されたメインステージとを
用いる、ジェットエンジンまたはガスタービンにおける
燃焼方法であって、 起動時にはパイロットステージのみにて燃料を燃焼さ
せ、 通常運転時にはメインステージに周方向に切れ目のない
燃料の薄膜を形成するとともに、前記メインステージに
その外周から所定角度で所定間隔にて燃焼用空気を供給
して前記薄膜を微粒化して燃焼させることを特徴とする
燃焼方法。 - 【請求項2】 前記環状に形成されたメインステージ
が、下流側に向けて順番に形成された複数のブロックに
分割され、 前記各ブロックが、周方向に切れ目のない燃料の薄膜を
形成し、かつその外周から所定角度で所定間隔にて燃焼
用空気を供給して前記薄膜を微粒化して燃焼させること
が可能とされ、 負荷に応じて使用するブロックの数を調節することを特
徴とする請求項1記載の燃焼方法。 - 【請求項3】 燃焼室と起動用燃焼手段と主燃焼手段と
を備えるジェットエンジンまたはガスタービンにおける
燃焼装置であって、 前記燃焼室が、環状に形成されたパイロットステージ
と、前記パイロットステージの下流において環状に形成
されたメインステージとを有し、 前記起動用燃焼手段が、前記燃焼室のパイロットステー
ジの前面に所定間隔で配設された所要数の燃料噴射弁と
され、 前記主燃焼手段が、前記メインステージの外周に所定角
度で所定間隔にて配設された所要数のスワールベーンを
有する、燃焼用空気に周方向の旋回力を付与する旋回力
付与機構と、所定角度にて所定間隔で配設された所要数
の燃料噴射ノズルとを有し、 前記燃料噴射ノズルが、周方向に切れ目のない燃料の薄
膜を形成するフィルムリップ部を有してなり、 前記燃料噴射ノズルにより円周方向に切れ目のない燃料
の薄膜が形成され、 前記旋回力付与機構により旋回力が付与された燃焼用空
気により、前記薄膜が微粒化されてなることを特徴とす
る燃焼装置。 - 【請求項4】 前記主燃焼手段が複数とされ、その複数
の主燃焼手段が燃焼室のメインステージの外壁の傾斜部
において下流側に向けて階段状に配設されてなることを
特徴とする請求項3記載の燃焼装置。 - 【請求項5】 前記燃料噴射弁が気流微粒化式燃料噴射
弁とされてなることを特徴とする請求項3記載の燃焼装
置。 - 【請求項6】 請求項3ないし請求項5記載の燃焼装置
を備えてなることを特徴とするジェットエンジンまたは
ガスタービン。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP10372716A JP3063001B1 (ja) | 1998-12-28 | 1998-12-28 | 燃焼方法および燃焼装置 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP10372716A JP3063001B1 (ja) | 1998-12-28 | 1998-12-28 | 燃焼方法および燃焼装置 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP3063001B1 true JP3063001B1 (ja) | 2000-07-12 |
JP2000199626A JP2000199626A (ja) | 2000-07-18 |
Family
ID=18500938
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP10372716A Expired - Lifetime JP3063001B1 (ja) | 1998-12-28 | 1998-12-28 | 燃焼方法および燃焼装置 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
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AU2003289368A1 (en) | 2003-12-16 | 2005-07-05 | Hitachi, Ltd. | Combustor for gas turbine |
JP4509742B2 (ja) * | 2004-11-04 | 2010-07-21 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン発電設備 |
JP4571612B2 (ja) * | 2006-12-11 | 2010-10-27 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン燃焼器及びその燃料供給方法 |
US8082739B2 (en) * | 2010-04-12 | 2011-12-27 | General Electric Company | Combustor exit temperature profile control via fuel staging and related method |
WO2014191495A1 (de) * | 2013-05-31 | 2014-12-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbinen-ringbrennkammer mit tangentialeindüsung als späte mager-einspritzung |
-
1998
- 1998-12-28 JP JP10372716A patent/JP3063001B1/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
Publication number | Publication date |
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JP2000199626A (ja) | 2000-07-18 |
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