JP3179154B2 - ガスタービンの燃焼室 - Google Patents
ガスタービンの燃焼室Info
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- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/36—Supply of different fuels
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN A CARRIER GAS OR AIR
- F23C7/00—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply
- F23C7/002—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply the air being submitted to a rotary or spinning motion
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23D—BURNERS
- F23D11/00—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space
- F23D11/36—Details, e.g. burner cooling means, noise reduction means
- F23D11/40—Mixing tubes or chambers; Burner heads
- F23D11/402—Mixing chambers downstream of the nozzle
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
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- F23R3/30—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising fuel prevapourising devices
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- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
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- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN A CARRIER GAS OR AIR
- F23C2900/00—Special features of, or arrangements for combustion apparatus using fluid fuels or solid fuels suspended in air; Combustion processes therefor
- F23C2900/07002—Premix burners with air inlet slots obtained between offset curved wall surfaces, e.g. double cone burners
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- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
- Combustion Of Fluid Fuel (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、請求項１の上位概念に
記載したガスタービンの燃焼室に関する。
記載したガスタービンの燃焼室に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンを運転する場合の規定され
た、きわめて低いＮＯＸ−、ＣＯ−及びＵＨＣ−エミッ
ションを考慮して、多くの製造者は、前混合バーナを使
用するようになってきた。前混合バーナの欠点の１つ
は、きわめて低い空気数で既に、ガスターボグループの
圧縮機の下流の温度に応じて約２で消えることである。
他面においては燃焼室の低い負荷範囲における「Lean-P
remix−燃焼」により悪い燃焼効率と相応に高いＮＯＸ
−、ＣＯ−及びＵＨＣ−エミッションが発生する。この
問題は特に多軸機械において重要である。何故ならばこ
の場合には燃焼室圧がアイドリング運転では典型的にき
わめて低いからである。このような理由から圧縮機のあ
との空気温度もきわめて低い。油燃焼の場合には状況は
空気温度が燃料のフラクションの大部分の沸騰温度を下
回ると困難である。これに対する処置は前混合バーナを
部分負荷運転で単数又は複数のパイロットバーナにより
助けることができる。このためには通常はディフュージ
ョンバーナが使用される。この技術は全負荷運転の範囲
においてきわめて低いＮＯＸ−エミッションを可能にす
るが、この補助バーナ系は部分負荷運転の範囲において
著しく高いＮＯＸ−エミッションをもたらす。しばしば
公知である試み、すなわちディフュージョン補助バーナ
をより稀薄な混合気で運転するか又はより小型の補助バ
ーナを用いることは、燃焼が悪化し、ＣＯ−及びＵＨＣ
−エミッションがきわめて強く上昇するという問題に座
礁する。この状態はＣＯＵＨＣ−ＮＯＸシャーの呼び名
で公知である。
た、きわめて低いＮＯＸ−、ＣＯ−及びＵＨＣ−エミッ
ションを考慮して、多くの製造者は、前混合バーナを使
用するようになってきた。前混合バーナの欠点の１つ
は、きわめて低い空気数で既に、ガスターボグループの
圧縮機の下流の温度に応じて約２で消えることである。
他面においては燃焼室の低い負荷範囲における「Lean-P
remix−燃焼」により悪い燃焼効率と相応に高いＮＯＸ
−、ＣＯ−及びＵＨＣ−エミッションが発生する。この
問題は特に多軸機械において重要である。何故ならばこ
の場合には燃焼室圧がアイドリング運転では典型的にき
わめて低いからである。このような理由から圧縮機のあ
との空気温度もきわめて低い。油燃焼の場合には状況は
空気温度が燃料のフラクションの大部分の沸騰温度を下
回ると困難である。これに対する処置は前混合バーナを
部分負荷運転で単数又は複数のパイロットバーナにより
助けることができる。このためには通常はディフュージ
ョンバーナが使用される。この技術は全負荷運転の範囲
においてきわめて低いＮＯＸ−エミッションを可能にす
るが、この補助バーナ系は部分負荷運転の範囲において
著しく高いＮＯＸ−エミッションをもたらす。しばしば
公知である試み、すなわちディフュージョン補助バーナ
をより稀薄な混合気で運転するか又はより小型の補助バ
ーナを用いることは、燃焼が悪化し、ＣＯ−及びＵＨＣ
−エミッションがきわめて強く上昇するという問題に座
礁する。この状態はＣＯＵＨＣ−ＮＯＸシャーの呼び名
で公知である。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】本発明の課題は前述の
問題を解決することである。本発明の目的は請求項に記
載されているように冒頭に述べた形式の燃焼室において
部分負荷運転に際して効率を最大にしかつ種々の有害成
分のエミッションを減少させることである。
問題を解決することである。本発明の目的は請求項に記
載されているように冒頭に述べた形式の燃焼室において
部分負荷運転に際して効率を最大にしかつ種々の有害成
分のエミッションを減少させることである。
【０００４】
【課題を解決するための手段】この課題を解決するため
には、前混合バーナをベースとして構成された２つの主
バーナの間にそれぞれ１つの、同様に前混合バーナをベ
ースとして構成されたパイロットバーナが設けられ、パ
イロットバーナが前燃焼室と組み合わされている。主バ
ーナはパイロットバーナに対し、そこを流過する燃焼空
気に関し、ケース・バイ・ケースで規定された大きさ比
を互いに有している。パイロットバーナ／前燃焼室の組
み合わせは「Rich Primary Mode」で運転される。この
ように形式で前燃焼室における濃い燃料の燃焼で、液状
の燃料の気化も液状又はガス状の燃料の燃焼も著しく改
善されるようになる。十分に高い負荷のもとでは燃焼室
圧が十分に高いと即座に主バーナ系が接続され、パイロ
ットバーナは「Lean Primary Mode」で運転される。
には、前混合バーナをベースとして構成された２つの主
バーナの間にそれぞれ１つの、同様に前混合バーナをベ
ースとして構成されたパイロットバーナが設けられ、パ
イロットバーナが前燃焼室と組み合わされている。主バ
ーナはパイロットバーナに対し、そこを流過する燃焼空
気に関し、ケース・バイ・ケースで規定された大きさ比
を互いに有している。パイロットバーナ／前燃焼室の組
み合わせは「Rich Primary Mode」で運転される。この
ように形式で前燃焼室における濃い燃料の燃焼で、液状
の燃料の気化も液状又はガス状の燃料の燃焼も著しく改
善されるようになる。十分に高い負荷のもとでは燃焼室
圧が十分に高いと即座に主バーナ系が接続され、パイロ
ットバーナは「Lean Primary Mode」で運転される。
【０００５】本発明の有利な構成は主バーナとパイロッ
トバーナとが種々異なる大きさのいわゆるダブルコーン
バーナから成りかつこれらのバーナがリングバーナ室に
統合されていると達成される。
トバーナとが種々異なる大きさのいわゆるダブルコーン
バーナから成りかつこれらのバーナがリングバーナ室に
統合されていると達成される。
【０００６】本発明による有利な合目的的な実施例は別
の関連した請求項の特徴によって得られる。
の関連した請求項の特徴によって得られる。
【０００７】
【実施例】次に図面に基づき本発明の実施例を詳細に説
明する。本発明の理解に必要ではない部材はすべて省略
されている。異なる図面において同じ部材は同じ符号で
示されている。媒体の流れ方向は矢印で示されている。
明する。本発明の理解に必要ではない部材はすべて省略
されている。異なる図面において同じ部材は同じ符号で
示されている。媒体の流れ方向は矢印で示されている。
【０００８】図１にはリング燃焼室Ａのセクタの１部が
そのフロント壁１０に沿って示されている。これから個
々の主バーナＢとパイロットバーナＣとの配置状態が明
らかである。これらはフロント壁１０に沿って互いに等
間隔をおいて配置されている。この場合には両者は交互
に分配されている。主バーナＢとパイロットバーナＣと
の間の図示の大きさの差は質的な性質にすぎない。個々
のバーナＢとＣの有効的な大きさと相互の間隔は主とし
て各燃焼室の大きさと効率とに合わせられる。中間の大
きさのリング燃焼室の場合にはパイロットバーナＣと主
バーナＢとの間の大きさ比は、燃焼空気のほぼ２３％が
パイロットバーナＣを流れかつ７７％が主バーナＢを流
れるように選ばれる。さらに図はパイロットバーナＣが
それぞれ前燃焼室Ｃ１で補完されていることを示してい
る。この前燃焼室の構成は図２に詳細に示されている。
そのフロント壁１０に沿って示されている。これから個
々の主バーナＢとパイロットバーナＣとの配置状態が明
らかである。これらはフロント壁１０に沿って互いに等
間隔をおいて配置されている。この場合には両者は交互
に分配されている。主バーナＢとパイロットバーナＣと
の間の図示の大きさの差は質的な性質にすぎない。個々
のバーナＢとＣの有効的な大きさと相互の間隔は主とし
て各燃焼室の大きさと効率とに合わせられる。中間の大
きさのリング燃焼室の場合にはパイロットバーナＣと主
バーナＢとの間の大きさ比は、燃焼空気のほぼ２３％が
パイロットバーナＣを流れかつ７７％が主バーナＢを流
れるように選ばれる。さらに図はパイロットバーナＣが
それぞれ前燃焼室Ｃ１で補完されていることを示してい
る。この前燃焼室の構成は図２に詳細に示されている。
【０００９】図２はリング燃焼室の、バーナＢとＣの配
置された平面を通る概略的な軸方向断面図である。すな
わち主バーナＢもパイロットバーナＣもすべて同じ高さ
で燃焼室の後続の燃焼空間の一体のフロント壁１０に開
口している。つまり、主バーナＢは直接に流出開口に基
づき、これに対してパイロットバーナＣはバーナ部分に
流出方向で後置された前燃焼室Ｃ１を介して開口する。
図２の概略的な図から判るように主バーナＢもパイロッ
トバーナＣも前混合バーナとして構成されている。つま
り、これらのバーナはさもないと通常必要な前混合ゾー
ンなしですむ。このような構成では常に、フロント壁１
０の上流の、各バーナの前混合ゾーンへの逆点火の阻止
が保証されなければならない。この条件を充たすバーナ
は図３〜図６に詳細に示されている。主バーナＢとパイ
ロットバーナＣとの間の大きさ比は所定の程度まで負荷
範囲に関する運転方式をも決定する。より低い部分負荷
の場合にはこのような構成ではパイロットバーナＣ（単
又は多段）だけに燃料が供給される。「Lean-Premix燃
焼」は燃焼室の低い負荷範囲において悪い燃焼効率と相
応に高いＮＯＸ−、ＣＯ−及びＵＨＣエミッションをも
たらす。例えば多軸機械が使用されるところでは、この
問題は特に重要である。何故ならば燃焼室圧はアイドリ
ング運転では典型的な形式できわめて低いからである。
この理由から圧縮機の後ろの空気温度もきわめて低くな
る。これはこの圧縮機空気と使用された燃料と良好な前
混合をもたらさない。オイル燃焼の場合には状況は特に
困難である。何故ならばこの空気温度は前述の燃料のフ
ラクションの大部分の沸騰温度を下回るからである。悪
い部分負荷効率と高い有害成分エミッションに対する処
置としては、パイロットバーナＣがすでに述べた前燃焼
室Ｃ１と組み合わされている。低い方の部分負荷におい
てはパイロットバーナＣだけが運転される、つまりパイ
ロットバーナＣだけに燃料が供給されるという事実から
出発して、パイロットバーナＣのもっとも大きい流出開
口の下流に配置され、かつリング燃焼室の燃焼空間のす
ぐ上流に位置する前燃焼室Ｃ１により、燃料の濃い前燃
焼で運転することが達成される。この前燃焼室Ｃ１にお
いては液状燃料の気化も液状又はガス状の燃料の燃焼も
きわめて改善される。十分に高い負荷の場合、燃焼室圧
が十分に高くなると即座に主バーナ系が接続される。パ
イロットバーナＣは「Lean Primary Mode」で運転され
る。このシステムは利点を持って単軸機械にも、特に空
気のアイドリング運転温度が少なくとも３００°になら
ないところにも利用することもできる。
置された平面を通る概略的な軸方向断面図である。すな
わち主バーナＢもパイロットバーナＣもすべて同じ高さ
で燃焼室の後続の燃焼空間の一体のフロント壁１０に開
口している。つまり、主バーナＢは直接に流出開口に基
づき、これに対してパイロットバーナＣはバーナ部分に
流出方向で後置された前燃焼室Ｃ１を介して開口する。
図２の概略的な図から判るように主バーナＢもパイロッ
トバーナＣも前混合バーナとして構成されている。つま
り、これらのバーナはさもないと通常必要な前混合ゾー
ンなしですむ。このような構成では常に、フロント壁１
０の上流の、各バーナの前混合ゾーンへの逆点火の阻止
が保証されなければならない。この条件を充たすバーナ
は図３〜図６に詳細に示されている。主バーナＢとパイ
ロットバーナＣとの間の大きさ比は所定の程度まで負荷
範囲に関する運転方式をも決定する。より低い部分負荷
の場合にはこのような構成ではパイロットバーナＣ（単
又は多段）だけに燃料が供給される。「Lean-Premix燃
焼」は燃焼室の低い負荷範囲において悪い燃焼効率と相
応に高いＮＯＸ−、ＣＯ−及びＵＨＣエミッションをも
たらす。例えば多軸機械が使用されるところでは、この
問題は特に重要である。何故ならば燃焼室圧はアイドリ
ング運転では典型的な形式できわめて低いからである。
この理由から圧縮機の後ろの空気温度もきわめて低くな
る。これはこの圧縮機空気と使用された燃料と良好な前
混合をもたらさない。オイル燃焼の場合には状況は特に
困難である。何故ならばこの空気温度は前述の燃料のフ
ラクションの大部分の沸騰温度を下回るからである。悪
い部分負荷効率と高い有害成分エミッションに対する処
置としては、パイロットバーナＣがすでに述べた前燃焼
室Ｃ１と組み合わされている。低い方の部分負荷におい
てはパイロットバーナＣだけが運転される、つまりパイ
ロットバーナＣだけに燃料が供給されるという事実から
出発して、パイロットバーナＣのもっとも大きい流出開
口の下流に配置され、かつリング燃焼室の燃焼空間のす
ぐ上流に位置する前燃焼室Ｃ１により、燃料の濃い前燃
焼で運転することが達成される。この前燃焼室Ｃ１にお
いては液状燃料の気化も液状又はガス状の燃料の燃焼も
きわめて改善される。十分に高い負荷の場合、燃焼室圧
が十分に高くなると即座に主バーナ系が接続される。パ
イロットバーナＣは「Lean Primary Mode」で運転され
る。このシステムは利点を持って単軸機械にも、特に空
気のアイドリング運転温度が少なくとも３００°になら
ないところにも利用することもできる。
【００１０】バーナＢとＣの構造をより良く理解するた
めには、図３と同時に図４から図６に示された個々の断
面図を関連させると有利である。さらに図３を不必要に
見にくくしないためには図４から図６までに概略的に示
された案内板２１ａ，２１ｂは示唆的に示してあるに過
ぎない。以下においては図３の説明にあたって必要に応
じて他の図４〜６を使用する。
めには、図３と同時に図４から図６に示された個々の断
面図を関連させると有利である。さらに図３を不必要に
見にくくしないためには図４から図６までに概略的に示
された案内板２１ａ，２１ｂは示唆的に示してあるに過
ぎない。以下においては図３の説明にあたって必要に応
じて他の図４〜６を使用する。
【００１１】構造的に主バーナＢであってもパイロット
バーナＣであってもよい図３のバーナは２つの半分の中
空の部分円錐体１，２から成っている。該部分円錐体
１，２は長手対称軸線に関して互いに半径方向にずらさ
れて配置されている。それぞれの長手対称軸線１ｂ，２
ｂを互いにずらすことは、部分円錐体１，２の両側に逆
向きの流入開口の配置でそれぞれ１つの接線方向の空気
流入スリット１９，２０を開放する（図４〜６を参
照）。この空気流入スリット１９，２０を介して燃焼空
気１５はバーナの内室、つまり両方の部分円錐体１，２
により形成された円錐中空室１４内へ流入する。図示の
部分円錐体１，２の流れ方向の円錐形は所定の決まった
角度を有している。もちろん、部分円錐体１，２は流れ
方向でプログレッシーブ又はデグレッシーブな円錐傾斜
を有していることができる。前述の両方の実施例は図面
には示されていない。何故ならばそれは簡単に考えられ
得るからである。どの形が最終的に有利であるかは主と
してそれぞれ前もって与えられている燃焼パラメータに
関連する。両方の部分円錐体１，２はそれぞれ１つの円
筒形の始端部分１ａ，２ａを有している。該始端部分１
ａ，２ａは部分円錐体１，２と同様に互いにずらされて
延びており、接線方向の空気流入スリット１９，２０が
バーナの全体に亙って一貫して存在することになる。こ
の円筒形の始端部分１ａ，２ａにはノズル３が配置され
ている。このノズル３の噴射燃料４は２つの部分円錐体
１，２によって形成された円錐状の中空室１４のもっと
も狭い横断面と合致している。このノズル３の大きさは
バーナの形式に合わせられる。すなわち、バーナがパイ
ロットバーナＣ又は主バーナＢであるかに関連する。も
ちろんバーナは純粋に円錐形であってもよい。つまり、
円筒形の始端部分１ａ，２ａなしで構成することができ
る。両方の部分円錐体１，２はそれぞれ１つの開口１７
を備えた燃料導管８，９を有している。この燃料導管
８，９を介してガス状の燃料１３が供給される。該燃料
自体は接線方向の空気流入スリット１９，２０を通って
円錐中空室１４に流入する燃焼空気１５に混合される
（符号１６）。燃料導管８，９は有利には接線方向の流
入端部において、円錐中空室１４に侵入する直前に設け
られる。この結果、燃料１３と流入する燃焼空気１５と
の間には速度による申し分のない混合１６が達成され
る。もちろん両方の燃料１２，１３による混合運転も可
能である。燃焼空間２２ではバーナＢ／Ｃの出口開口は
フロント壁１０に移行する。該フロント壁１０には図面
には示されていない孔が設けられている。これらの孔は
稀薄化空気又は冷却空気を必要である場合に燃焼空間の
前方部分に供給することを可能にする。有利にはノズル
３を通って流れる液状の燃料１２は鋭角を成して円錐中
空体１４に噴射され、燃料流出平面においてできるだけ
均質な円錐状の噴射像が得られるようになっている。こ
れは部分円錐体１，２の内壁が空気助成噴霧又は圧力噴
霧であってもよい燃料噴射により濡らされない場合にの
み可能である。このためには円錐状の液体燃料プロフィ
ール５は接線方向に流入する燃焼空気１５と軸方向に供
給される別の燃焼空気流１５ａで取囲まれる。軸方向で
は液状の燃料１２の集中は連続的に、混合された燃焼空
気１５により減少される。ガス状の燃料１３が燃料導管
８，９を介して用いられると、燃焼空気との間の混合気
の形成はすでに簡単に説明したように直接的に空気流入
スリット１９，２０の範囲で、円錐中空体１４の入口に
おいて行なわれる。液状の燃料が噴射されることと相俟
って、急激な渦流発生範囲、つまり逆流ゾーン６の範囲
においては横断面に亙って申し分のない均質な燃料集中
が達成される。点火は逆流ゾーンの先端で行なわれる。
この個所ではじめて安定した火炎フロント７が発生す
る。公知の前混合区間において常に生じ、それに対して
複雑な処置がとられている、バーナＢ内部への炎のバッ
クフラッシュは、この場合には惧れる必要はない。燃焼
空気が予熱されていると、混合気の点火を行なうことが
できるバーナＢ、Ｃの出口における点に達する前に、液
状の燃料１２は速やかに全体的に気化される。もちろん
気化の程度はバーナＢ、Ｃの大きさ、噴射された燃料の
渦の大きさ、燃焼空気流１５，１５ａの温度に関連す
る。減少された有害成分エミッション値は、燃焼ゾーン
に侵入する前の完全な気化が準備されていると生じる。
同様のことは理論混合比に近い運転においても、過剰空
気がリサイクルされた排ガスと置換えられるとあてはま
る。部分円錐体１，２の円錐角に関する構成及び接線方
向の空気流入スリットの幅の構成は狭い限界を維持する
必要がある。さもないと火炎を安定させるためにバーナ
開口の範囲において逆流ゾーン６を有する空気の、所望
される流れフィールドが得られなくなる。一般的には、
空気流入スリット１９，２０の縮小は逆流ゾーン６を上
流側へ移動させ、これによってもちろん混合気がより早
期に点火されることになるということが言える。常に言
えることは一度固定された逆流ゾーン６自体は位置的に
安定しているということでる。何故ならば、渦流数はバ
ーナの円錐形の範囲では流れ方向に増大するからであ
る。さらに軸方向速度は燃焼空気１５ａの軸方向の供給
により影響を及ぼすことができる。
バーナＣであってもよい図３のバーナは２つの半分の中
空の部分円錐体１，２から成っている。該部分円錐体
１，２は長手対称軸線に関して互いに半径方向にずらさ
れて配置されている。それぞれの長手対称軸線１ｂ，２
ｂを互いにずらすことは、部分円錐体１，２の両側に逆
向きの流入開口の配置でそれぞれ１つの接線方向の空気
流入スリット１９，２０を開放する（図４〜６を参
照）。この空気流入スリット１９，２０を介して燃焼空
気１５はバーナの内室、つまり両方の部分円錐体１，２
により形成された円錐中空室１４内へ流入する。図示の
部分円錐体１，２の流れ方向の円錐形は所定の決まった
角度を有している。もちろん、部分円錐体１，２は流れ
方向でプログレッシーブ又はデグレッシーブな円錐傾斜
を有していることができる。前述の両方の実施例は図面
には示されていない。何故ならばそれは簡単に考えられ
得るからである。どの形が最終的に有利であるかは主と
してそれぞれ前もって与えられている燃焼パラメータに
関連する。両方の部分円錐体１，２はそれぞれ１つの円
筒形の始端部分１ａ，２ａを有している。該始端部分１
ａ，２ａは部分円錐体１，２と同様に互いにずらされて
延びており、接線方向の空気流入スリット１９，２０が
バーナの全体に亙って一貫して存在することになる。こ
の円筒形の始端部分１ａ，２ａにはノズル３が配置され
ている。このノズル３の噴射燃料４は２つの部分円錐体
１，２によって形成された円錐状の中空室１４のもっと
も狭い横断面と合致している。このノズル３の大きさは
バーナの形式に合わせられる。すなわち、バーナがパイ
ロットバーナＣ又は主バーナＢであるかに関連する。も
ちろんバーナは純粋に円錐形であってもよい。つまり、
円筒形の始端部分１ａ，２ａなしで構成することができ
る。両方の部分円錐体１，２はそれぞれ１つの開口１７
を備えた燃料導管８，９を有している。この燃料導管
８，９を介してガス状の燃料１３が供給される。該燃料
自体は接線方向の空気流入スリット１９，２０を通って
円錐中空室１４に流入する燃焼空気１５に混合される
（符号１６）。燃料導管８，９は有利には接線方向の流
入端部において、円錐中空室１４に侵入する直前に設け
られる。この結果、燃料１３と流入する燃焼空気１５と
の間には速度による申し分のない混合１６が達成され
る。もちろん両方の燃料１２，１３による混合運転も可
能である。燃焼空間２２ではバーナＢ／Ｃの出口開口は
フロント壁１０に移行する。該フロント壁１０には図面
には示されていない孔が設けられている。これらの孔は
稀薄化空気又は冷却空気を必要である場合に燃焼空間の
前方部分に供給することを可能にする。有利にはノズル
３を通って流れる液状の燃料１２は鋭角を成して円錐中
空体１４に噴射され、燃料流出平面においてできるだけ
均質な円錐状の噴射像が得られるようになっている。こ
れは部分円錐体１，２の内壁が空気助成噴霧又は圧力噴
霧であってもよい燃料噴射により濡らされない場合にの
み可能である。このためには円錐状の液体燃料プロフィ
ール５は接線方向に流入する燃焼空気１５と軸方向に供
給される別の燃焼空気流１５ａで取囲まれる。軸方向で
は液状の燃料１２の集中は連続的に、混合された燃焼空
気１５により減少される。ガス状の燃料１３が燃料導管
８，９を介して用いられると、燃焼空気との間の混合気
の形成はすでに簡単に説明したように直接的に空気流入
スリット１９，２０の範囲で、円錐中空体１４の入口に
おいて行なわれる。液状の燃料が噴射されることと相俟
って、急激な渦流発生範囲、つまり逆流ゾーン６の範囲
においては横断面に亙って申し分のない均質な燃料集中
が達成される。点火は逆流ゾーンの先端で行なわれる。
この個所ではじめて安定した火炎フロント７が発生す
る。公知の前混合区間において常に生じ、それに対して
複雑な処置がとられている、バーナＢ内部への炎のバッ
クフラッシュは、この場合には惧れる必要はない。燃焼
空気が予熱されていると、混合気の点火を行なうことが
できるバーナＢ、Ｃの出口における点に達する前に、液
状の燃料１２は速やかに全体的に気化される。もちろん
気化の程度はバーナＢ、Ｃの大きさ、噴射された燃料の
渦の大きさ、燃焼空気流１５，１５ａの温度に関連す
る。減少された有害成分エミッション値は、燃焼ゾーン
に侵入する前の完全な気化が準備されていると生じる。
同様のことは理論混合比に近い運転においても、過剰空
気がリサイクルされた排ガスと置換えられるとあてはま
る。部分円錐体１，２の円錐角に関する構成及び接線方
向の空気流入スリットの幅の構成は狭い限界を維持する
必要がある。さもないと火炎を安定させるためにバーナ
開口の範囲において逆流ゾーン６を有する空気の、所望
される流れフィールドが得られなくなる。一般的には、
空気流入スリット１９，２０の縮小は逆流ゾーン６を上
流側へ移動させ、これによってもちろん混合気がより早
期に点火されることになるということが言える。常に言
えることは一度固定された逆流ゾーン６自体は位置的に
安定しているということでる。何故ならば、渦流数はバ
ーナの円錐形の範囲では流れ方向に増大するからであ
る。さらに軸方向速度は燃焼空気１５ａの軸方向の供給
により影響を及ぼすことができる。
【００１２】バーナのこのような構成は、バーナの構成
長さが前もって与えられている場合に、部分円錐体１，
２を互いに接近又は離反運動させて接線方向の空気流入
スリット１９，２０を変化させるために特に適してい
る。これによって両方の中心軸線１ｂ，２ｂの間隔が縮
小されるか又は拡大され、これに応じて接線方向の空気
流入スリット１９，２０のギャップの大きさも図４〜６
から特によく判るように変化させられる。もちろん部分
円錐体１，２は他の平面に互いに移動させることも可能
である。これによって部分円錐体１，２のオーバラップ
すら制御することができる。むしろ部分円錐体１，２を
逆向きの回転運動により螺旋状に内外に移動させるか又
は部分円錐体１，２を軸方向の移動で相互に移動させる
こともできる。したがって接線方向の空気流入スリット
１９，２０の形と大きさとを任意に変化させ、これによ
ってバーナＢ、Ｃの構成長さを変えることなく、バーナ
Ｂ、Ｃを所定の運転帯域幅に個々に適合させることがで
きる。
長さが前もって与えられている場合に、部分円錐体１，
２を互いに接近又は離反運動させて接線方向の空気流入
スリット１９，２０を変化させるために特に適してい
る。これによって両方の中心軸線１ｂ，２ｂの間隔が縮
小されるか又は拡大され、これに応じて接線方向の空気
流入スリット１９，２０のギャップの大きさも図４〜６
から特によく判るように変化させられる。もちろん部分
円錐体１，２は他の平面に互いに移動させることも可能
である。これによって部分円錐体１，２のオーバラップ
すら制御することができる。むしろ部分円錐体１，２を
逆向きの回転運動により螺旋状に内外に移動させるか又
は部分円錐体１，２を軸方向の移動で相互に移動させる
こともできる。したがって接線方向の空気流入スリット
１９，２０の形と大きさとを任意に変化させ、これによ
ってバーナＢ、Ｃの構成長さを変えることなく、バーナ
Ｂ、Ｃを所定の運転帯域幅に個々に適合させることがで
きる。
【００１３】図４から図６までからは案内板２１ａ，２
１ｂの幾何学的な構成が明らかである。この場合、案内
板２１ａ，２１ｂはその長さに応じて部分円錐体１，２
のそれぞれの端部を燃焼空気の流入方向に延長する。燃
焼空気１５を円錐中空室１４内に通路を介して供給する
ことは案内板２１ａ，２１ｂを円錐中空室１４への入口
範囲に配置された回転点２３を中心として開放するかも
しくは閉鎖することにより調整することができる。これ
は特に、接線方向の空気流入スリットの元来の大きさが
変えられると特に有意義である。もちろんバーナＢ、Ｃ
は案内板なしで運転するか又はこのために他の補助手段
を設けることもできる。
１ｂの幾何学的な構成が明らかである。この場合、案内
板２１ａ，２１ｂはその長さに応じて部分円錐体１，２
のそれぞれの端部を燃焼空気の流入方向に延長する。燃
焼空気１５を円錐中空室１４内に通路を介して供給する
ことは案内板２１ａ，２１ｂを円錐中空室１４への入口
範囲に配置された回転点２３を中心として開放するかも
しくは閉鎖することにより調整することができる。これ
は特に、接線方向の空気流入スリットの元来の大きさが
変えられると特に有意義である。もちろんバーナＢ、Ｃ
は案内板なしで運転するか又はこのために他の補助手段
を設けることもできる。
【図１】リング燃焼室のフロント壁の１部を、そこに配
置された主バーナとパイロットバーナと共に示した概略
的平面図。
置された主バーナとパイロットバーナと共に示した概略
的平面図。
【図２】リング燃焼室のセクタをバーナ平面で軸方向に
断面した概略図。
断面した概略図。
【図３】主バーナとしてもパイロットバーナとしても用
いられるダブルコーン型バーナの形をしたバーナの斜視
図。
いられるダブルコーン型バーナの形をしたバーナの斜視
図。
【図４】図３のダブルコーン型バーナのＩＶ−ＩＶ線に
沿った断面図。
沿った断面図。
【図５】図３のＶ−Ｖ線に沿った断面図。
【図６】図３のＶＩ−ＶＩ線に沿った断面図。
Ａ リング燃焼室、 Ｂ 主バーナ、 Ｃ パイロット
バーナ、 １，２ 部分円錐体、 ４ 噴射燃料、 ５
燃料柱、 ６ 逆流ゾーン、 ７ 火炎フロント、
８，９ 燃料導管、 １０ フロント壁、 １２ 液状
燃料、 １３ガス状燃料、 １４ 円錐中空室、 １
５，１５ａ 燃焼空気、 １６ ガス状燃料の噴射流、
１７ 開口、 １９，２０ 流入スリット、 ２１
ａ，２１ｂ案内板、 ２２ 燃焼空間、 ２３ 回転点
バーナ、 １，２ 部分円錐体、 ４ 噴射燃料、 ５
燃料柱、 ６ 逆流ゾーン、 ７ 火炎フロント、
８，９ 燃料導管、 １０ フロント壁、 １２ 液状
燃料、 １３ガス状燃料、 １４ 円錐中空室、 １
５，１５ａ 燃焼空気、 １６ ガス状燃料の噴射流、
１７ 開口、 １９，２０ 流入スリット、 ２１
ａ，２１ｂ案内板、 ２２ 燃焼空間、 ２３ 回転点
フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F23R 3/30 F23R 3/28 F23R 3/34
Claims (9)
- 【請求項１】 ガスタービンの燃焼室であって、流入側
に多数の前混合バーナ（Ｂ，Ｃ）を備えており、前混合
バーナ（Ｂ，Ｃ）に流れ方向で後置された燃焼空間（２
２）を有し、前記前混合バーナ（Ｂ，Ｃ）が並べて配置
されており、流通可能な空気流に関して異なる大きさを
有し、２つの大きな前混合バーナ（Ｂ）の間にそれぞれ
１つの小さな前混合バーナ（Ｃ）が配置されている形式
のものにおいて、小さな前混合バーナ（Ｃ）がその最大
流出開口の下流に前燃焼室（Ｃ１）を有していることを
特徴とする、ガスタービンの燃焼室。 - 【請求項２】 前記燃焼室（Ａ）がリング燃焼室であっ
て、該リング燃焼室が前記燃焼空間（２２）の上流側に
リング状のフロント壁（１０）を有し、大きい前混合バ
ーナ（Ｂ）と小さい前混合バーナ（Ｃ）とがフロント壁
に沿って互いに交互に配置されており、大きな前混合バ
ーナ（Ｂ）と小さな前混合バーナ（Ｃ）の前燃焼室（Ｃ
１）とがフロント壁（１０）に開口している、請求項１
記載の燃焼室。 - 【請求項３】 大きな前混合バーナ（Ｂ）が主バーナ
で、小さな前混合バーナ（Ｃ）が前記燃焼室（Ａ）のパ
イロットバーナである、請求項１記載の燃焼室。 - 【請求項４】 両前混合バーナ（Ｂ，Ｃ）が流れ方向で
見て、互いに相上下して配置された、少なくとも２つ
の、中空の、円錐状の部分体（１，２）から成り、該部
分体（１，２）の長手対称軸線（１ｂ，２ｂ）が半径方
向にずれて延びており、ずれて延びる長手対称軸線（１
ｂ，２ｂ）が燃焼空気流（１５）のための、流動的に逆
向きの、接線方向の入口スリット（１９，２０）を成し
ており、円錐状の部分体（１，２）により形成された円
錐中空室（１４）内に少なくとも１つの燃料ノズル
（３）が配置されており、該燃料ノズル（３）の燃料入
口（４）が円錐状の部分体（１，２）の、互いにずれて
延びる長手対称軸線（１ｂ，２ｂ）の中央に位置してい
る、請求項１記載の燃焼室。 - 【請求項５】 接線方向の入口スリット（１９，２０）
の範囲に別の燃料（１３）の別のノズル（１７）が存在
している、請求項４記載の燃焼室。 - 【請求項６】 前記部分体（１，２）が流れ方向で見て
決まった角度で円錐形に拡大されている、請求項４記載
の燃焼室。 - 【請求項７】 前記部分体（１，２）が流れ方向で見て
漸進的な円錐傾斜を有している、請求項４記載の燃焼
室。 - 【請求項８】 前記部分体（１，２）が流れ方向で見て
デグレッシブな円錐傾斜を有している、請求項４記載の
燃焼室。 - 【請求項９】 請求項４から８までの前混合バーナ
（Ｂ，Ｃ）を運転する方法であって、前混合バーナ
（Ｂ，Ｃ）の前記円錐中空室（１４）における噴射燃料
が流れ方向で見て円錐状に拡開する、円錐中空室（１
４）の内壁を濡らさない燃焼柱（５）を形成し、該燃焼
柱（５）が入口スリット（１９，２０）を介して接線方
向に前記円錐中空室（１４）に流入する燃焼空気流（１
５）と軸方向に流入する燃焼空気流（１５ａ）とにより
取囲まれており、燃焼空気流（１５，１５ａ）の空気と
燃料（１２，１３）とからの混合物の点火が前混合バー
ナ（Ｂ，Ｃ）の出口において行なわれ、バーナ開口の範
囲において逆流ゾーン（６）によってフレームフロント
（７）の安定化が生じる、前混合バーナを運転する方
法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CH90119900.0 | 1990-10-17 | ||
| EP90119900A EP0481111B1 (de) | 1990-10-17 | 1990-10-17 | Brennkammer einer Gasturbine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04260722A JPH04260722A (ja) | 1992-09-16 |
| JP3179154B2 true JP3179154B2 (ja) | 2001-06-25 |
Family
ID=8204623
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP26918891A Expired - Fee Related JP3179154B2 (ja) | 1990-10-17 | 1991-10-17 | ガスタービンの燃焼室 |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5274993A (ja) |
| EP (1) | EP0481111B1 (ja) |
| JP (1) | JP3179154B2 (ja) |
| AT (1) | ATE124528T1 (ja) |
| CA (1) | CA2053587A1 (ja) |
| DE (1) | DE59009353D1 (ja) |
| PL (1) | PL291902A1 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106482154A (zh) * | 2016-10-31 | 2017-03-08 | 南京航空航天大学 | 一种主级带喷溅式雾化的贫油预混预蒸发低污染燃烧室 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2694799B1 (fr) * | 1992-08-12 | 1994-09-23 | Snecma | Chambre de combustion annulaire conventionnelle à plusieurs injecteurs. |
| FR2695460B1 (fr) * | 1992-09-09 | 1994-10-21 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine à plusieurs injecteurs. |
| DE4336096B4 (de) * | 1992-11-13 | 2004-07-08 | Alstom | Vorrichtung zur Reduktion von Schwingungen in Brennkammern |
| DE19502796B4 (de) * | 1995-01-30 | 2004-10-28 | Alstom | Brenner |
| DE19510743A1 (de) * | 1995-02-20 | 1996-09-26 | Abb Management Ag | Brennkammer mit Zweistufenverbrennung |
| DE69625744T2 (de) * | 1995-06-05 | 2003-10-16 | Rolls Royce Corp | Magervormischbrenner mit niedrigem NOx-Ausstoss für industrielle Gasturbinen |
| DE19548853A1 (de) * | 1995-12-27 | 1997-07-03 | Abb Research Ltd | Kegelbrenner |
| DE19619873A1 (de) * | 1996-05-17 | 1997-11-20 | Abb Research Ltd | Brenner |
| SE9802707L (sv) * | 1998-08-11 | 2000-02-12 | Abb Ab | Brännkammaranordning och förfarande för att reducera inverkan av akustiska trycksvängningar i en brännkammaranordning |
| DE19948674B4 (de) * | 1999-10-08 | 2012-04-12 | Alstom | Verbrennungseinrichtung, insbesondere für den Antrieb von Gasturbinen |
| US6360776B1 (en) | 2000-11-01 | 2002-03-26 | Rolls-Royce Corporation | Apparatus for premixing in a gas turbine engine |
| DE10108560A1 (de) * | 2001-02-22 | 2002-09-05 | Alstom Switzerland Ltd | Verfahren zum Betrieb einer Ringbrennkammer sowie eine diesbezügliche Ringbrennkammer |
| JP4134311B2 (ja) * | 2002-03-08 | 2008-08-20 | 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 | ガスタービン燃焼器 |
| US6968699B2 (en) * | 2003-05-08 | 2005-11-29 | General Electric Company | Sector staging combustor |
| DE102006051286A1 (de) * | 2006-10-26 | 2008-04-30 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Brennervorrichtung |
| GB2455289B (en) * | 2007-12-03 | 2010-04-07 | Siemens Ag | Improvements in or relating to burners for a gas-turbine engine |
| US8122700B2 (en) * | 2008-04-28 | 2012-02-28 | United Technologies Corp. | Premix nozzles and gas turbine engine systems involving such nozzles |
| EP2434222B1 (en) * | 2010-09-24 | 2019-02-27 | Ansaldo Energia IP UK Limited | Method for operating a combustion chamber |
| US8479521B2 (en) * | 2011-01-24 | 2013-07-09 | United Technologies Corporation | Gas turbine combustor with liner air admission holes associated with interspersed main and pilot swirler assemblies |
| US9689571B2 (en) * | 2014-01-15 | 2017-06-27 | Delavan Inc. | Offset stem fuel distributor |
Family Cites Families (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4194358A (en) * | 1977-12-15 | 1980-03-25 | General Electric Company | Double annular combustor configuration |
| EP0210462B1 (de) * | 1985-07-30 | 1989-03-15 | BBC Brown Boveri AG | Dualbrenner |
| CH678757A5 (ja) * | 1989-03-15 | 1991-10-31 | Asea Brown Boveri | |
| CH680084A5 (ja) * | 1989-06-06 | 1992-06-15 | Asea Brown Boveri |
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1990
- 1990-10-17 AT AT90119900T patent/ATE124528T1/de not_active IP Right Cessation
- 1990-10-17 DE DE59009353T patent/DE59009353D1/de not_active Expired - Fee Related
- 1990-10-17 EP EP90119900A patent/EP0481111B1/de not_active Expired - Lifetime
-
1991
- 1991-10-02 PL PL29190291A patent/PL291902A1/xx unknown
- 1991-10-15 US US07/775,603 patent/US5274993A/en not_active Expired - Lifetime
- 1991-10-16 CA CA002053587A patent/CA2053587A1/en not_active Abandoned
- 1991-10-17 JP JP26918891A patent/JP3179154B2/ja not_active Expired - Fee Related
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106482154A (zh) * | 2016-10-31 | 2017-03-08 | 南京航空航天大学 | 一种主级带喷溅式雾化的贫油预混预蒸发低污染燃烧室 |
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| PL291902A1 (en) | 1992-04-21 |
| CA2053587A1 (en) | 1992-04-18 |
| JPH04260722A (ja) | 1992-09-16 |
| DE59009353D1 (de) | 1995-08-03 |
| EP0481111A1 (de) | 1992-04-22 |
| US5274993A (en) | 1994-01-04 |
| ATE124528T1 (de) | 1995-07-15 |
| EP0481111B1 (de) | 1995-06-28 |
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