JP3187943B2 - Gas turbine combustor - Google Patents
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Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、ガス燃料焚きガスター
ビンの予混合燃焼器に適用される燃料噴射ノズルに関す
る。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a fuel injection nozzle applied to a premixed combustor of a gas-fired gas turbine.
【０００２】[0002]
【従来の技術】低ＮＯx ガスタービン燃焼器の１つにマ
ルチバーナ式の予混合燃焼器がある。これは、中心に保
炎用のパイロットノズルを設置して拡散燃焼を行わせる
とともに、外周に複数個のメインノズルを設置して希薄
燃焼を行なわせるものである。希薄燃焼をさせると、燃
焼温度が低くＮＯx 発生量を低くすることができるが、
失火し易い。このため中心に拡散燃焼域を設けて、その
火炎により失火を防止するのである。There are multi-burner type premixed combustors in one of the Related Art Low NO x gas turbine combustor. In this method, a pilot nozzle for flame holding is installed at the center to perform diffusion combustion, and a plurality of main nozzles are installed at an outer periphery to perform lean combustion. When the lean burn is performed, the combustion temperature is low, and the NO x generation amount can be reduced.
Easy to misfire. For this reason, a diffusion combustion zone is provided at the center to prevent misfire by the flame.
【０００３】図５は、従来のガス焚き燃焼器メインノズ
ルの一例を示す縦断面図、図６は図５の VI − VI 横断
面図である。内筒（１）の中心にパイロットノズル
（２）が設けられ、その外周には、複数個のメインノズ
ル（３）が配設される。メインノズル（３）はホルダ
（４）を介して内筒（１）に、パイロットノズル（２）
はホルダ（５）を介してメインノズル（３）に、それぞ
れ保持されている。FIG. 5 is a longitudinal sectional view showing an example of a conventional gas-fired combustor main nozzle, and FIG. 6 is a transverse sectional view taken along the line VI-VI of FIG. A pilot nozzle (2) is provided at the center of the inner cylinder (1), and a plurality of main nozzles (3) are provided on the outer periphery thereof. The main nozzle (3) is connected to the inner cylinder (1) via the holder (4) and the pilot nozzle (2).
Are held by the main nozzle (3) via the holder (5).
【０００４】メインノズル（３）は、中心部に燃料ノズ
ル本体（６）が配され、その外方を囲んで予混合ノズル
（７）が設けられる。燃料ノズル本体（６）と予混合ノ
ズル（７）との間には環状断面の空気流路（８）が形成
される。燃料ノズル本体（６）は、筒状で先端が閉じて
おり、側面の同一円周に沿って複数のガス燃料噴口
（９）が開けられている。これらガス燃料噴口（９）よ
りも上流の空気流路（８）にはスワーラ（１０）が設け
られる。The main nozzle (3) is provided with a fuel nozzle body (6) at the center, and a premixing nozzle (7) surrounding the fuel nozzle body (6). An air flow path (8) having an annular cross section is formed between the fuel nozzle body (6) and the premixing nozzle (7). The fuel nozzle body (6) is cylindrical and has a closed end, and a plurality of gas fuel injection holes (9) are opened along the same circumference on the side surface. A swirler (10) is provided in the air flow path (8) upstream of these gas fuel injection ports (9).
【０００５】このようなメインノズルにおいて、環状の
空気流路（８）に燃焼用空気が供給される。また複数の
ガス燃料噴口（９）からガス燃料が噴射されて燃焼用空
気と混合する。その上流のスワーラ（１０）は空気流に
旋回を与えて強制渦を形成し、その剪断流によって噴射
された燃料の周方向混合を図る。こうして生成した予混
合気がメインノズル（３）から噴出して希薄燃焼する。In such a main nozzle, combustion air is supplied to an annular air flow path (8). Further, gas fuel is injected from the plurality of gas fuel nozzles (9) and mixed with combustion air. The swirler (10) upstream of the swirler imparts a swirl to the air flow to form a forced vortex, which aims to circumferentially mix the fuel injected by the shear flow. The premixed gas thus generated is blown out from the main nozzle (3) and burns lean.
【０００６】[0006]
【発明が解決しようとする課題】前記従来のガスタービ
ン燃焼器には、次のような解決すべき課題があった。す
なわち、メインノズルの内外径比（図５に示すＤ／ｄ；
以下ボス比と言う。なお、Ｄは環状断面の空気通路８の
外径であり、予混合ノズル７の内径である。また、ｄは
環状断面の空気通路８の内径であり、燃料ノズル本体６
の外径である。）が大きい場合、噴射された燃料の半径
方向分布が不均一となる。図７（ａ）はその実測結果の
一例を示すもので、平均燃空比２．６％に対し、中心部
は４．７％と燃料密度が濃く、内外周部では薄くて１％
に過ぎない。このため本来の希薄燃焼が行なわれず、Ｎ
Ｏx 低減効果が十分でなかった。また燃料濃度が局部的
に高い部分へ炎が逆流するフラッシュバックが発生する
場合があった。The conventional gas turbine combustor has the following problems to be solved. That is, the inner / outer diameter ratio of the main nozzle (D / d shown in FIG. 5;
Hereinafter referred to as the boss ratio . D is the air passage 8 having an annular cross section.
The outer diameter is the inner diameter of the premixing nozzle 7. D is
The inner diameter of the air passage 8 having an annular cross section,
Is the outer diameter of ) Is large, the radial distribution of the injected fuel becomes non-uniform. FIG. 7 (a) shows an example of the actual measurement result, where the fuel density is high at 4.7% in the center portion and 1% in the inner and outer peripheral portions with respect to the average fuel-air ratio of 2.6%.
It's just For this reason, the original lean combustion is not performed, and N
The O x reduction effect was not sufficient. In some cases, flashback occurs in which the flame flows backward to a portion where the fuel concentration is locally high.
【０００７】[0007]
【課題を解決するための手段】本発明は、前記従来の課
題を解決するために、パイロットノズルの外周に複数個
のメインノズルが配設されるガスタービン燃焼機におい
て、上記メインノズルは、同メインノズルの中心に先端
を下流側に向けて配置され同先端が閉じ側面の円周上に
複数のガス燃料噴口が開けられた筒状の燃料ノズル本体
と、上記筒状の燃料ノズル本体の外方を二重筒状に囲ん
で同燃料ノズル本体との間に環状断面の空気流路を形成
する予混合ノズルと、上記ガス燃料噴口よりも上流の上
記空気流路に設けられたスワーラと、上記スワーラの上
流に上記筒状の燃料ノズル本体から放射状に設けられ、
上記ガス燃料噴口とは別の複数のガス燃料噴口がそれぞ
れ開けられた複数の中空支柱とを備えたことを特徴とす
るガスタービン燃焼器；ならびに上記要件に加えて上記
中空支柱に開けられるガス燃料噴口が空気流の上流側に
設けられたことを特徴とするガスタービン燃焼器を提案
するものである。SUMMARY OF THE INVENTION In order to solve the above-mentioned conventional problems, the present invention provides a plurality of pilot nozzles on an outer periphery of a pilot nozzle.
Gas turbine combustor equipped with a main nozzle
The main nozzle has a tip at the center of the main nozzle.
And a cylindrical fuel nozzle body having a plurality of gas fuel injection ports opened on the circumference of the side face, with the front end closed and a double cylindrical outside of the cylindrical fuel nozzle body. a premixing nozzle forming an air flow path of annular cross section between the enclosing the fuel nozzle body, a swirler provided in the air flow path upstream from the gas fuel injection ports, the upstream of the swirler Radially provided from a cylindrical fuel nozzle body ,
Gas turbine combustor upper SL gas fuel injection hole is characterized in that a plurality of hollow struts another plurality of gas fuel injection hole is opened, respectively; and the gas to be opened in the hollow pillar in addition to the above requirements A gas turbine combustor characterized in that a fuel injection port is provided on an upstream side of an air flow.
【０００８】[0008]
【作用】本発明によれば、スワーラの上流に設けられた
中空支柱のガス燃料噴口から燃料ガスを噴出させるの
で、次の作用を生じる。 １） ボス比の大きいメインノズルにおいても噴射燃料
の半径方向の濃度分布が均一となる。 ２） 円周方向の噴射燃料の濃度分布も改善され、環状
面内の燃料密度は均一化する。 ３） 燃空比の均一化に伴って全面にわたる希薄燃焼が
可能となり、ＮＯx の発生量が減少する。 ４） 中空支柱からガス燃料を空気流の上流に向けて噴
射させる場合は、燃料と空気の相対速度が大きくなり、
両者間の剪断力や乱れが大きくなって、混合が更に促進
される。According to the present invention, since the fuel gas is ejected from the gas fuel injection port of the hollow support provided upstream of the swirler, the following effects are produced. 1) Even in the main nozzle having a large boss ratio, the radial concentration distribution of the injected fuel becomes uniform. 2) The concentration distribution of the injected fuel in the circumferential direction is also improved, and the fuel density in the annular surface is made uniform. 3) With the homogenization of the fuel-air ratio enables lean burn over the entire surface, the amount of the NO x is reduced. 4) When the gas fuel is injected from the hollow column toward the upstream of the air flow, the relative velocity between the fuel and the air increases,
The shearing force and turbulence between the two increase, and the mixing is further promoted.
【０００９】[0009]
【実施例】図１は本発明の第１実施例に係るメインノズ
ルを示す縦断面図、図２は図１のII − II 横断面図で
ある。これらの図において、前記図５および図６で説明
した従来のものと同様の部分については、冗長になるの
を避けるため、同一の符号を付け詳しい説明を省く。1 is a longitudinal sectional view showing a main nozzle according to a first embodiment of the present invention, and FIG. 2 is a transverse sectional view taken along the line II-II of FIG. In these figures, the same parts as those of the related art described with reference to FIGS. 5 and 6 are denoted by the same reference numerals to avoid redundancy, and detailed description is omitted.
【００１０】本実施例では、メインノズル（３）のスワ
ーラ（１０）の上流側に４本の中空支柱（１１）が放射
状に配されて燃料ノズル本体（６）と一体に形成されて
いる。そして、それら中空支柱（１１）には下流側の母
線に沿って、それぞれ複数のガス燃料噴口（１２）が開
けられている。そして、これらガス燃料噴口（１２）か
らもガス燃料が噴射される。In this embodiment, four hollow struts (11) are radially arranged on the upstream side of the swirler (10) of the main nozzle (3) and are formed integrally with the fuel nozzle body (6). A plurality of gas fuel injection holes (12) are formed in the hollow columns (11) along the downstream generatrix. Then, gas fuel is also injected from these gas fuel injection ports (12).
【００１１】本実施例においては、スワーラ（１０）の
上流に設けられた中空支柱（１１）のガス燃料噴口（１
２）からもガス燃料が噴射されるので、メインノズルの
ボス比が大きくても、燃料濃度の半径方向分布が均一と
なる。また、円周方向の燃料濃度分布も改善される。そ
して燃空比の均一化に伴って、全面にわたる希薄燃焼が
可能となりＮＯx の発生量が減少する。In this embodiment, a gas fuel injection port (1) of a hollow column (11) provided upstream of a swirler (10) is provided.
Since gas fuel is also injected from 2), the radial distribution of the fuel concentration is uniform even if the boss ratio of the main nozzle is large. Further, the fuel concentration distribution in the circumferential direction is also improved. And with the uniformity of the fuel-air ratio, the amount of the NO x becomes possible over the entire surface lean combustion is reduced.
【００１２】上記中空支柱（１１）の円周方向位置は、
ガス燃料噴口（１２）から噴出したガス燃料がスワーラ
（１０）を経たのち燃料ノズル本体（６）のガス燃料噴
口（９）部で互いに隣接するガス燃料噴口（９）の円周
方向中間点に来るよう、位置させる。具体的には、図３
に示されるように、互いに隣接するスワーラベーン（１
０）の各前縁の中間点の上流に中空支柱（１１）を設置
するとともに、スワーラベーン（１０）後縁の延長線上
に燃料ノズル本体（６）のガス燃料噴口（９）を配す
る。また、中空支柱（１１）のガス燃料噴口（１２）の
半径方向位置は、燃料ノズル本体（６）のガス燃料噴口
（９）から噴出したガス燃料と合体して燃料分布が均一
となるように位置させる。The circumferential position of the hollow column (11) is as follows:
After the gas fuel injected from the gas fuel injection port (12) passes through the swirler (10), the gas fuel injection port (9) of the fuel nozzle body (6) is located at a circumferentially intermediate point between the gas fuel injection ports (9) adjacent to each other. Position to come. Specifically, FIG.
As shown in the figure, swirl vanes adjacent to each other (1
We established a medium air strut (11) upstream of the midpoint of the leading edge of 0), the distribution of gas fuel injection hole (9) of the fuel nozzle body (6) on the extension of the trailing edge swirler vanes (10). The radial position of the gas fuel injection port (12) of the hollow support (11) is combined with the gas fuel injected from the gas fuel injection port (9) of the fuel nozzle body (6) so that the fuel distribution becomes uniform. Position.
【００１３】図７（ｂ）は本発明の効果を確認するため
に行なった試験の結果の一例を示す図であって、横軸は
半径方向位置、縦軸は燃空比（燃料濃度）をそれぞれ示
す。横軸で０％は内周（燃料ノズル本体（６）の外壁
面）、１００％は外周（予混合ノズル（７）の内壁面）
である。図から分るとおり、平均燃空比２．６％に対し
て、中心部は２．８％、内周部は２．３％、外周部は
１．５％となり、従来に比べて噴射燃料の分布は格段に
均一化されている。FIG. 7B shows an example of the results of a test conducted to confirm the effect of the present invention. The horizontal axis represents the radial position, and the vertical axis represents the fuel-air ratio (fuel concentration). Shown respectively. On the horizontal axis, 0% is the inner circumference (the outer wall surface of the fuel nozzle body (6)), and 100% is the outer circumference (the inner wall surface of the premix nozzle (7)).
It is. As can be seen from the figure, the average fuel-air ratio is 2.6%, the center is 2.8%, the inner circumference is 2.3%, and the outer circumference is 1.5%. Are remarkably uniform.
【００１４】なお、中空支柱（１１）の設置位置をスワ
ーラ（１０）の上流側にする理由は、もし下流側にする
と中空支柱が太いために強制渦を妨げ、混合を劣化させ
てフラッシュバック耐性を低減させるからである。The reason for setting the position of the hollow column (11) upstream of the swirler (10) is that if the hollow column is located downstream, the hollow column is too thick to obstruct forced vortices, degrade mixing, and reduce flashback resistance. It is because it reduces.
【００１５】次に図４は本発明の第２実施例に係るメイ
ンノズルを示す縦断面図である。本実施例では、スワー
ラ（１０）の上流に設けられた中空支柱（１１′）の上
流側の母線に沿って、それぞれ複数のガス燃料噴口（１
２′）が開けられ、それらガス燃料噴口（１２′）から
空気流の上流に向けてガス燃料が噴射される。したがっ
て燃料と空気との相対速度が大きくなり、両者間の剪断
力や乱れが大きくなって、混合が前記第１実施例よりも
更に促進される。FIG. 4 is a longitudinal sectional view showing a main nozzle according to a second embodiment of the present invention. In the present embodiment, a plurality of gas fuel injection holes (1) are respectively arranged along a generatrix on the upstream side of the hollow support (11 ') provided upstream of the swirler (10).
2 ') is opened, and gas fuel is injected from the gas fuel injection ports (12') toward the upstream of the air flow. Therefore, the relative speed between the fuel and the air increases, and the shearing force and turbulence between the two increase, and the mixing is further promoted as compared with the first embodiment.
【００１６】[0016]
【発明の効果】本発明においては、パイロットノズルの
外周に複数個のメインノズルが配設されるガスタービン
燃焼機において、上記メインノズルは、同メインノズル
の中心に先端を下流側に向けて配置され同先端が閉じ側
面の円周上に複数のガス燃料噴口が開けられた筒状の燃
料ノズル本体と、上記筒状の燃料ノズル本体の外方を二
重筒状に囲んで同燃料ノズル本体との間に環状断面の空
気流路を形成する予混合ノズルと、上記ガス燃料噴口よ
りも上流の上記空気流路に設けられたスワーラと、上記
スワーラの上流に上記筒状の燃料ノズル本体から放射状
に設けられ、上記ガス燃料噴口とは別の複数のガス燃料
噴口がそれぞれ開けられた複数の中空支柱とを備えるよ
うに構成したので、複数のガス燃料噴口が開けられた複
数の中空支柱をスワーラの上流に放射状に設けるという
比較的簡単な付加構造によって、下記の効果が得られ
る。 １） 噴射燃料の分布が均一となり本来の希薄燃焼が行
なわれて、発生ＮＯx 量が減少する。実績としてＮＯx
量は半減した。 ２） フラッシュバックがなくなり、メインノズルの寿
命が長くなる。 ３） ガスタービンの運転条件が変化しても上記効果は
変わらない。According to the present invention, the pilot nozzle
Gas turbine with multiple main nozzles on the outer circumference
In the combustor, the main nozzle is the main nozzle.
At the center with the tip facing downstream and the tip is closed
Cylindrical fuel with multiple gas fuel injection holes on the circumference of the surface
The fuel nozzle body and the outside of the cylindrical fuel nozzle body
An annular cross-section between the fuel nozzle body
A premix nozzle that forms an air flow path and the gas fuel
A swirler provided in the air flow path upstream of the
Radial from the cylindrical fuel nozzle body upstream of the swirler
And a plurality of gas fuels separate from the gas fuel nozzles.
It has a plurality of hollow struts with each opening
With such a configuration , the following effects can be obtained by a relatively simple additional structure in which a plurality of hollow pillars having a plurality of gas fuel injection holes are provided radially upstream of the swirler. 1) is carried out is original lean combustion becomes uniform distribution of the injected fuel amount generates NO x is reduced. NO x as a result
The amount has been halved. 2) Flashback is eliminated, and the life of the main nozzle is extended. 3) Even if the operating conditions of the gas turbine change, the above effect does not change.
【図１】図１は本発明の第１実施例に係るメインノズル
を示す縦断面図である。FIG. 1 is a longitudinal sectional view showing a main nozzle according to a first embodiment of the present invention.
【図２】図２は図１の II − II 横断面図である。FIG. 2 is a cross-sectional view taken along the line II-II of FIG.
【図３】図３はガス燃料噴口（９），（１２）の具体的
位置関係を模式的に示す図である。FIG. 3 is a view schematically showing a specific positional relationship between gas fuel injection ports (9) and (12).
【図４】図４は本発明の第２実施例に係るメインノズル
を示す縦断面図である。FIG. 4 is a longitudinal sectional view showing a main nozzle according to a second embodiment of the present invention.
【図５】図５は従来のガス焚き燃焼器メインノズルの一
例を示す縦断面図である。FIG. 5 is a longitudinal sectional view showing an example of a conventional gas-fired combustor main nozzle.
【図６】図６は図５の VI − VI 横断面図である。FIG. 6 is a cross-sectional view taken along the line VI-VI in FIG. 5;
【図７】図７はメインノズル内の燃料濃度分布を示す図
であって、図７（ａ）は従来の場合、図７（ｂ）は本発
明の場合である。FIG. 7 is a diagram showing a fuel concentration distribution in a main nozzle. FIG. 7 (a) shows a case of a conventional case, and FIG. 7 (b) shows a case of the present invention.
（１） 内筒 （２） パイロットノズル （３） メインノズル （４），（５） ホルダ （６） 燃料ノズル本体 （７） 予混合ノズル （８） 空気流路 （９） ガス燃料噴口 （１０） スワーラ （１１），（１１′） 中空支柱 （１２），（１２′） ガス燃料噴口 (1) Inner cylinder (2) Pilot nozzle (3) Main nozzle (4), (5) Holder (6) Fuel nozzle body (7) Premix nozzle (8) Air flow path (9) Gas fuel nozzle (10) Swirler (11), (11 ') Hollow strut (12), (12') Gas fuel nozzle
フロントページの続き (72)発明者 谷村 聡 兵庫県高砂市荒井町新浜二丁目１番１号 三菱重工業株式会社高砂研究所内 (72)発明者 西田 啓之 兵庫県高砂市荒井町新浜二丁目１番１号 三菱重工業株式会社高砂研究所内 (56)参考文献 特開 昭59−101551（ＪＰ，Ａ) 特開 平４−43220（ＪＰ，Ａ) 特開 平４−283316（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F23R 3/28 F23R 3/12 F23R 3/30 F23R 3/34 Continued on the front page (72) Inventor Satoshi Tanimura 2-1-1, Shinhama, Arai-machi, Takasago City, Hyogo Prefecture Inside the Takasago Research Laboratory, Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. (72) Inventor Hiroyuki Nishida 2-1-1, Shinhama, Arai-machi, Takasago City, Hyogo Mitsubishi (56) References JP-A-59-101551 (JP, A) JP-A-4-43220 (JP, A) JP-A-4-283316 (JP, A) (58) Fields investigated (Int.Cl. 7 , DB name) F23R 3/28 F23R 3/12 F23R 3/30 F23R 3/34
Claims (2)
ンノズルが配設されるガスタービン燃焼機において、上
記メインノズルは、同メインノズルの中心に先端を下流
側に向けて配置され同先端が閉じ側面の円周上に複数の
ガス燃料噴口が開けられた筒状の燃料ノズル本体と、上
記筒状の燃料ノズル本体の外方を二重筒状に囲んで同燃
料ノズル本体との間に環状断面の空気流路を形成する予
混合ノズルと、上記ガス燃料噴口よりも上流の上記空気
流路に設けられたスワーラと、上記スワーラの上流に上
記筒状の燃料ノズル本体から放射状に設けられ、上記ガ
ス燃料噴口とは別の複数のガス燃料噴口がそれぞれ開け
られた複数の中空支柱とを備えたことを特徴とするガス
タービン燃焼器。A plurality of cylinders are provided on an outer periphery of a pilot nozzle.
In a gas turbine combustor equipped with a gas nozzle,
The tip of the main nozzle is downstream from the center of the main nozzle.
A cylindrical fuel nozzle main body having a plurality of gas fuel injection ports formed on the circumference of the side surface, the front end of which is closed toward the side, and a double cylindrical shape surrounding the outside of the cylindrical fuel nozzle main body. in a premixing nozzle forming an air flow path of annular cross section between the fuel nozzle body, a swirler provided in the air flow path upstream from the gas fuel injection ports, on the upstream of the swirler
Radially provided from serial cylindrical fuel nozzle body, the moth
Scan fuel injection port and a gas turbine combustor, characterized in that a plurality of hollow struts another plurality of gas fuel injection hole is opened, respectively.
が空気流の上流側に設けられたことを特徴とする請求項
１記載のガスタービン燃焼器。2. The gas turbine combustor according to claim 1, wherein a gas fuel injection opening formed in said hollow column is provided on an upstream side of an air flow.
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| JP16105092A JP3187943B2 (en) | 1992-06-19 | 1992-06-19 | Gas turbine combustor |
Publications (2)
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| Date | Code | Title | Description |
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| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20010327 |
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