JP3180138B2 - 予混合ガスノズル - Google Patents

予混合ガスノズル

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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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Description

【発明の詳細な説明】 技術分野 本発明は、低NOx燃焼用の燃料ノズル、特にその安定
性に関する。
発明の背景 高温度での燃焼によると、NOxすなち窒素酸化物の生
成が生じる。その理由は、高温度で酸素が窒素と結合す
るからである。このようなNOxは悪名の高い汚染物質で
あり、多くの努力がNOxの生成を減少するために以前か
ら行われている。
その解決のひとつとして、燃料を過剰空気と予混合す
ることがあり、これにより燃焼のすべてが局部高過剰空
気でもって、それ故比較的低い温度で起る。このような
燃焼では、しかしながら、不安定で不完全な燃焼が生じ
る。
この問題はガスタービンエンジンにおいて一層悪化さ
せられる。すなわち、適当な希薄混合が適当な全負荷運
転のためにいったん設定されると、低負荷運転を考慮し
なければならない。負荷が減少すると、空気流れは燃料
流れよりも少なく減少し、均一な希薄混合物を導く。ま
た、空気温度も減少する。したがって、火炎の安定性と
燃焼効率（燃焼した燃料の割合）との問題が増す。
発明の概要 本発明によれば、ガスと空気とは、円筒形チャンバー
の長手方向のスロットを通して接線入口で混合される。
中央のコーンが、チャンバーの出口に向って増大する軸
方向の流れ区域を提供する。
チャンバー内のガス旋回により、空気とガスとの混合
が完全にされる。追加のガスがパイロット燃料としてチ
ャンバーの出口近くからチャンバーの中心軸線上に供給
される。
このパイロット燃料はチャンバー内に残る。パイロッ
ト燃料がチャンバーを去ると、パイロット燃料は、火炎
からの高温度の再循環生成物に混合される。これらの生
成物は、高い局部空気／燃料比のために熱い一次空気で
ある。局部自己着火は、火炎の安定性を維持する。ま
た、燃焼効率が増大することが認められている。
負荷が減少されると、パイロット燃料は一定に維持さ
れるか、又は少なくとも主燃料よりも少なく減少され
る。この局部燃焼の増加は、空気温度がそれ自体これら
の低負荷で減少するので、NOxを増加することなしに許
容されるものである。
図面の簡単な説明 図１は、ガスタービンエンジン及び燃焼器を概略的に
示す図である。
図２は、本発明の一実施例によるバーナを示す燃焼装
置全体の軸方向断面図である。
図３は、該バーナの軸回りの断面を示す図である。
図４は、図３の部分から90゜転回した部分の断面（軸
方向断面）を示す図である。
図５は、本発明の他の実施例によるバーナの軸回りの
断面を示す図である。
好適な実施例の説明 図１は、圧縮空気を燃焼器12に供給する圧縮機10を具
備するガスタービンエンジンを概略的に示す。ガス供給
ライン14を通して供給されるガスは、燃焼器12内で燃焼
させるための燃料であり、燃焼により生じたガス生成物
はタービン16を通過する。
次に図２を参照するに、燃焼器12は燃焼器ライナ18に
よって囲繞されているとともに、その上流面20に複数の
円周方向に間隔を置いたバーナ22を有している。そし
て、圧縮機から燃焼装置に入来する空気流れ24は、その
35％が希釈用空気26としてバーナ22のまわりを通過し、
それからこの希釈用空気26の大部分が冷却用空気28とし
て燃焼器ライナ18を通過するように構成されている。ま
た、入来する空気流れ24の65％は燃焼支持用空気30とし
てバーナ22を通過する。
燃料供給ライン（ヘッダー）14からは主ガス流れがラ
イン32を通して供給されるとともに、弁34によって制御
される。また、パイロットガス流れがパイロットライン
36を通過するとともに、弁38によって制御可能とされて
いる。
次に図３及び図４を参照するに、バーナ22は実質的に
円筒形で軸方向に延びるチャンバー40から成る。そし
て、２つの長手方向に延びるスロットル42が設けられて
おり、各スロット42は円筒形チャンバーの内壁に正接す
る壁を有している。したがって、燃焼支持用空気流れ30
は、これらスロット42を通過して、チャンバー40内で旋
回作用を呈する。主ガス流れライン32は、各空気入口ス
ロット42に隣接して設けられている２つのガス分配マニ
ホルド44にそれぞれ主ガス流れを供給するように分岐さ
れている。また、複数の穴46がマニホルド44にその長さ
方向に沿って設けられている。これらの穴46は、ガスを
複数の流れ48に分配して、スロット42を通過する空気流
れ30中に噴射する。そして、これらガスと空気とは連続
して混合し、その混合体がチャンバー40内で旋回する。
チャンバー40内の中央にはコーン50が設置されてい
る。このコーン50は、チャンバー40の上流端に向ってい
る底部と、チャンバー40の出口54に向っている頂部52と
を有する。その結果、流れ区域56はチャンバー40の出口
54に向って増大し、これによりチャンバー40に沿って軸
方向に通過する空気とガスとの混合体はほぼ一定の速度
を維持する。これによって、火炎がチャンバー40の上流
端側へ逆火するのが防止される。
上述した実質的に円筒形のチャンバー40は２つの半円
筒形壁58から成り、各半円筒形壁58はスロット42を形成
するように互いからずらされた軸線を有する。
また、ガスパイロット管60がコーン50の中央部を通過
するとともに、コーン50の頂部52に又はこの頂部52に隣
接して複数のパイロットガス放出開口62を有している。
これら開口62の位置は、チャンバー40の出口54からチャ
ンバー40の軸方向長さの25％以内とされる。その目的
は、旋回している空気／ガス混合体の中央部に追加のガ
ス流れを導入することにあり、追加のガス流れを空気／
ガス混合体に混合させるものではない。
ガスタービンエンジンの全負荷運転においては、総ガ
ス流れの４％〜６％がNOxを増加することなしにパイロ
ット開口62を通して供給され得る。ほとんどの場合にお
いて、パイロットガスは高負荷での安定性のためには必
要とされない。しかしながら、このパイロットガスの流
れはノズルを冷却し、また負荷が減少したときにパイロ
ットガスをターニングする作動上の複雑さを除去する。
ガスタービンエンジンの負荷が減少すると、総空気流
れはガス流れよりも迅速に少なくなる。空気流れにおけ
る燃焼支持用空気と希釈用空気との関係は燃焼装置の物
理的設計によって設定されているため、該関係は一定の
ままである。したがって、燃焼区域内の空気／ガス混合
体はますます薄くなる。この場合、弁38を開いたまま弁
34を閉じることによって負荷を減少させることは好まし
い運転方法である。これによって、パイロット開口62を
通して導入される燃料（ガス）の割合が増大する。しか
しながら、これと同時に、圧縮機からの空気の温度が減
少する。パイロット燃料の高濃度のためによる追加の温
度は、この総温度の減少のためにNOxを増大することな
しに許容される。
なお、試験運転によれば、弁38を固定位置に維持して
おくことよりも、弁38を幾つかの他の位置に操作するこ
との方が好ましいことを見出したことを理解すべきであ
る。そして、それにもかかわらず、負荷の減少中パイロ
ット開口を通しての燃料の割合の増大が生じた。
最後に、図５は本発明の他の実施例によるバーナをチ
ャンバー40及びコーン50と一緒に示す断面図である。本
実施例によれば、３つの入口スロット72が空気入口のた
めに設けられ、主ガス流れはガスマニホルド74を通過
し、それから穴76を通して各入口スロット72内に噴射さ
れる。
火炎の安定性は、負荷が減少した時でもNOxを増大す
ることなしに達成される。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F23D 14/02 F23D 14/24 F23D 14/62 F23R 3/28

Claims (12)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】ガスタービンエンジン用の低NOxバーナに
    おいて、 軸方向に延びるチャンバー壁を有するとともに上流端及
    び出口端を有する実質的に円筒形のバーナチャンバー
    と、 この円筒形のバーナチャンバーの壁に設けられて、前記
    チャンバー壁に正接するスロット壁を有する少なくとも
    ひとつの長手方向に延びるスロットと、 このスロットを通して空気を供給する供給手段と、 前記スロットに隣接して設けられ、空気流れが前記スロ
    ットを通過するときにこの空気流れ中にガスを噴射する
    複数の軸方向に間隔を置いた開口を有するガス分配マニ
    ホルドと、 前記チャンバー内でその軸線上に設けられ、前記チャン
    バーの上流端側に位置する底部と前記チャンバーの出口
    端に向って位置する頂部とを有する円錐ボデーと、 この円錐ボデーの頂部側の端に設けられた噴射開口を有
    するガスパイロット管と、 を包含することを特徴とするバーナ。
  2. 【請求項２】請求項１記載のバーナにおいて、前記実質
    的に円筒形のチャンバーは複数の部分シリンダーにより
    形成され、これらの各部分シリンダーは他の部分シリン
    ダーの軸線からずらされた軸線を有し、これにより前記
    スロットが２つの隣接する部分シリンダーの壁間に形成
    されているバーナ。
  3. 【請求項３】請求項２記載のバーナにおいて、前記部分
    シリンダーの数は２つであるバーナ。
  4. 【請求項４】請求項１記載のバーナにおいて、前記ガス
    パイロット管は、前記円錐ボデーの頂部又はこの頂部よ
    り多少上流側で前記円錐ボデーの外面まわりに設けられ
    た複数の円周方向に間隔を置いた噴射開口を有している
    バーナ。
  5. 【請求項５】請求項１記載のバーナにおいて、前記円錐
    ボデーに設けられる噴射開口は、前記チャンバーの出口
    から前記チャンバーの軸方向長さの25％以内の部分に設
    けられているバーナ。
  6. 【請求項６】請求項３記載のバーナにおいて、前記ガス
    パイロット管は、前記円錐ボデーの頂部又はこの頂部よ
    り多少上流側で前記円錐ボデーの外面まわりに設けられ
    た複数の円周方向に間隔を置いた噴射開口を有している
    バーナ。
  7. 【請求項７】請求項４記載のバーナにおいて、前記円錐
    ボデーに設けられる噴射開口は、前記チャンバーの出口
    から前記チャンバーの軸方向長さの25％以内の部分に設
    けられているバーナ。
  8. 【請求項８】請求項６記載のバーナにおいて、前記円錐
    ボデーに設けられる噴射開口は、前記チャンバーの出口
    から前記チャンバーの軸方向長さの25％以内の部分に設
    けられているバーナ。
  9. 【請求項９】予混合型式の燃焼でもってガスをガスター
    ビンエンジン内で燃焼する方法において、 出口端を有するとともにこの出口端に向って増大する軸
    方向流れ区域を有する実質的に円筒形のチャンバー内
    に、燃焼用空気を接線方向に導入する段階と、 前記実質的に円筒形のチャンバーへの入口で主ガス流れ
    を分配して前記燃焼用空気中に噴射する段階と、 前記実質的に円筒形のチャンバーの出口で前記主ガス流
    れを燃焼する段階と、 前記チャンバーの中央軸線上でパイロットガス流れを前
    記チャンバー内に導入する段階と、 を包含することを特徴とする方法。
  10. 【請求項１０】請求項９記載の方法において、前記パイ
    ロットガス流れを前記チャンバーの出口から前記チャン
    バーの軸方向長さの25％以内の部分から導入するように
    した方法。
  11. 【請求項１１】請求項９記載の方法において、前記ガス
    タービンエンジンの最大出力では、前記パイロットガス
    流れと前記主ガス流れとの総量の４％〜５％のガス流れ
    をパイロットガス流れとして導入し、前記最大出力以下
    の出力では、前記パイロットガス流れと前記主ガス流れ
    との総量の割合にしたがって前記パイロットガス流れの
    割合を増大させるようにした方法。
  12. 【請求項１２】請求項10記載の方法において、前記ガス
    タービンエンジンの最大出力では、前記パイロットガス
    流れと前記主ガス流れとの総量の４％〜５％のガス流れ
    をパイロットガス流れとして導入し、前記最大出力以下
    の出力では、前記パイロットガス流れと前記主ガス流れ
    との総量の割合にしたがって前記パイロットガス流れの
    割合を増大させるようにした方法。
JP51480593A 1992-02-26 1992-11-20 予混合ガスノズル Expired - Lifetime JP3180138B2 (ja)

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