JP3308610B2 - ガスタービンの燃焼室及びこの燃焼室を運転するための方法 - Google Patents
ガスタービンの燃焼室及びこの燃焼室を運転するための方法Info
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- 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
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
- F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービングループ
のロータをリング状に取り囲む、ガスタービンの燃焼
室、並びにこの燃焼室を運転するための方法に関する。
のロータをリング状に取り囲む、ガスタービンの燃焼
室、並びにこの燃焼室を運転するための方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来形式の鉢状の燃焼室からリング状燃
焼室へ変えることによって、少なくともスペース的な利
点が得られる。何故ならば、リング状燃焼室はガスター
ビンのロータの中央部を規則的にリング状に取り囲んで
いるからである。しかしながら、このリング状燃焼室は
運転法に関しては、従来技術に基づく限りにおいては最
適なものとはいえない。その都度の運転時点に応じて燃
料量を調節して供給するようにした、ガス状の燃料のた
めの運転法は、有害物質エミッションを減少させる必要
がある場合は特に、最適な運転法ではない。換言すれ
ば、１つのリング状燃焼室を確実に提供するというスペ
ース的な利点を得ることによって、燃焼室からの有害物
質エミッションの増加を容認してはならないということ
である。
焼室へ変えることによって、少なくともスペース的な利
点が得られる。何故ならば、リング状燃焼室はガスター
ビンのロータの中央部を規則的にリング状に取り囲んで
いるからである。しかしながら、このリング状燃焼室は
運転法に関しては、従来技術に基づく限りにおいては最
適なものとはいえない。その都度の運転時点に応じて燃
料量を調節して供給するようにした、ガス状の燃料のた
めの運転法は、有害物質エミッションを減少させる必要
がある場合は特に、最適な運転法ではない。換言すれ
ば、１つのリング状燃焼室を確実に提供するというスペ
ース的な利点を得ることによって、燃焼室からの有害物
質エミッションの増加を容認してはならないということ
である。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】そこで本発明の課題
は、有害物質エミッションを減少させることのできるよ
うなリング状燃焼室、並びにこのリング状燃焼室を運転
するための方法を提供することである。
は、有害物質エミッションを減少させることのできるよ
うなリング状燃焼室、並びにこのリング状燃焼室を運転
するための方法を提供することである。
【０００４】
【課題を解決するための手段】この課題を解決した本発
明の燃焼室によれば、複数のバーナが、燃焼室の正面壁
側で一平面を占めるように配置されており、少なくとも
１つの２重のリングが形成されるように、燃焼室の正面
壁に沿ってバーナが配置されており、同一のリング内に
設けられたバーナは同一の流れ方向を有していて、それ
ぞれ一方のリング内に存在するバーナの流れ方向が、隣
接する他方のリング内に存在するバーナの流れ方向とは
逆の流れ方向となるように設定されており、各リング内
でそれぞれ少なくとも１つのバーナが交互に外方向へ若
しくは内方向へずらして配置されており、正面壁に設け
られた複数のバーナが、パイロットバーナと被パイロッ
トバーナとに分けられている。
明の燃焼室によれば、複数のバーナが、燃焼室の正面壁
側で一平面を占めるように配置されており、少なくとも
１つの２重のリングが形成されるように、燃焼室の正面
壁に沿ってバーナが配置されており、同一のリング内に
設けられたバーナは同一の流れ方向を有していて、それ
ぞれ一方のリング内に存在するバーナの流れ方向が、隣
接する他方のリング内に存在するバーナの流れ方向とは
逆の流れ方向となるように設定されており、各リング内
でそれぞれ少なくとも１つのバーナが交互に外方向へ若
しくは内方向へずらして配置されており、正面壁に設け
られた複数のバーナが、パイロットバーナと被パイロッ
トバーナとに分けられている。
【０００５】また前記課題を解決した本発明の、燃焼室
を運転するための方法によれば、燃焼室の始動時及び高
速運転時に燃料をパイロットバーナのヘッド段部として
構成された燃料ノズルに分配し、４０〜５５％の負荷に
おいてヘッド段部としての燃料ノズルを運転停止し、パ
イロットバーナのための燃料量を別の供給段部を介して
供給し、４０〜５５％と６５〜８０％との間の負荷にお
いてパイロットバーナのための燃料量を一定に維持し、
６５〜８０％を越える負荷において被パイロットバーナ
を運転するようにした。
を運転するための方法によれば、燃焼室の始動時及び高
速運転時に燃料をパイロットバーナのヘッド段部として
構成された燃料ノズルに分配し、４０〜５５％の負荷に
おいてヘッド段部としての燃料ノズルを運転停止し、パ
イロットバーナのための燃料量を別の供給段部を介して
供給し、４０〜５５％と６５〜８０％との間の負荷にお
いてパイロットバーナのための燃料量を一定に維持し、
６５〜８０％を越える負荷において被パイロットバーナ
を運転するようにした。
【０００６】
【発明の効果】前記本発明の燃焼室及びこの燃焼室を運
転するための方法によれば、リング状燃焼室の大きさ及
びこのリング状燃焼室に組み込まれたバーナの数とは無
関係に、最適な運転を実施することができる。
転するための方法によれば、リング状燃焼室の大きさ及
びこのリング状燃焼室に組み込まれたバーナの数とは無
関係に、最適な運転を実施することができる。
【０００７】本発明の別の利点は、ガスタービンの出力
を上昇させるために、水又は蒸気を炎に噴射させるとい
う点にある。これによって、純粋な前混合バーナにおい
てはしばしば炎が消えてしまったり又は揺らいだりする
ことがあるが、本発明によれば、炎に噴射させる水又は
蒸気の量を多くなると、それに応じて増量された燃料量
がヘッド段部を通ってバーナ内に噴射されるようになっ
ているので、これによって炎が消えたり又は揺らいだり
することは避けられるように構成されている。
を上昇させるために、水又は蒸気を炎に噴射させるとい
う点にある。これによって、純粋な前混合バーナにおい
てはしばしば炎が消えてしまったり又は揺らいだりする
ことがあるが、本発明によれば、炎に噴射させる水又は
蒸気の量を多くなると、それに応じて増量された燃料量
がヘッド段部を通ってバーナ内に噴射されるようになっ
ているので、これによって炎が消えたり又は揺らいだり
することは避けられるように構成されている。
【０００８】本発明によれば、点火時においても運転中
においてもバーナの良好な特性が得られるという利点が
得られた。バーナ自体は、リング状燃焼室のヘッドに配
置されていて、原則的に正面壁において２重のリングを
形成している。燃焼のための良好な流れフィールドを得
るために、それぞれ２つのバーナが交互に外側若しくは
内側へずらされている。燃焼室壁部に沿って及び中央部
で強い横方向流を得るために各リングに設けられたバー
ナは同一の回転方向を有していて、他方のリングに設け
られたバーナとは逆の回転方向を有している。バーナ自
体は、パイロットバーナと被パイロットバーナとに分け
られており、この場合、被パイロットバーナの数はパイ
ロットバーナの数よりも少ない。被パイロットバーナは
有利には、パイロットバーナによって取り囲まれる位置
に配置されている。これによって次のような運転範囲、
つまり、被パイロットバーナが固有の炎を生ぜしめるこ
とができず、その代わりに非常に希薄な混合気がパイロ
ットバーナの熱い排ガスに噴射されるような運転範囲で
良好な燃焼が得られるようになっている。
においてもバーナの良好な特性が得られるという利点が
得られた。バーナ自体は、リング状燃焼室のヘッドに配
置されていて、原則的に正面壁において２重のリングを
形成している。燃焼のための良好な流れフィールドを得
るために、それぞれ２つのバーナが交互に外側若しくは
内側へずらされている。燃焼室壁部に沿って及び中央部
で強い横方向流を得るために各リングに設けられたバー
ナは同一の回転方向を有していて、他方のリングに設け
られたバーナとは逆の回転方向を有している。バーナ自
体は、パイロットバーナと被パイロットバーナとに分け
られており、この場合、被パイロットバーナの数はパイ
ロットバーナの数よりも少ない。被パイロットバーナは
有利には、パイロットバーナによって取り囲まれる位置
に配置されている。これによって次のような運転範囲、
つまり、被パイロットバーナが固有の炎を生ぜしめるこ
とができず、その代わりに非常に希薄な混合気がパイロ
ットバーナの熱い排ガスに噴射されるような運転範囲で
良好な燃焼が得られるようになっている。
【０００９】
【実施例】図１には、リング状燃焼室の正面壁１０の扇
形部分が示されている。このリング状燃焼室の構成につ
いてはヨーロッパ公開特許第０４０１５２９号明細書に
開示されている。リング状燃焼室は、列状に配置された
バーナを有しており、これらのバーナの数は機械の大き
さ及びバーナの大きさに基づいている。すべてのバーナ
のヘッド段部（その構造は有利には図４に示した概略図
に示されている）は燃料供給部に接続されている。主段
部は２つのグループより組み立てられており、そのバー
ナ部分はグループ毎に基本的にそれぞれの機械に合わせ
て構成されている。２つのグループは、一方のグループ
がパイロットバーナＡ１，Ａ２として、また他方のグル
ープが被パイロットバーナＢ１，Ｂ２として構成されて
いる点で異なっている。パイロットバーナＡ１，Ａ２の
数と、被パイロットバーナＢ１，Ｂ２の数とは一般的に
異なっている。このリング状燃焼室の運転法は、ガスタ
ービングループの圧縮機に調節可能な予備ガイド列を設
け、これによって空気量を全負荷量に対して少なくとも
１５％減少させることができるようにすることから出発
している。ガスタービンの始動時及び高速運転時におい
て、燃料はパイロットバーナＡ１，Ａ２のヘッド段部
（図４〜図７参照）に分配される。この場合の予備ガイ
ド列の位置は任意である。遅くとも、給電網による同期
化が必要となると直ちに、予備ガイド列が閉鎖されるよ
うにしなければならない。約６５〜８０％の負荷におい
て、予備ガイド列はまず閉鎖状態で維持される。次いで
この予備ガイド列はさらに、連続的に開放される。負荷
が高まるにつれて、パイロットバーナＡ１，Ａ２の燃料
量は主段部の次第に大きくなる部分に供給される。次い
で４０〜４５％の負荷においてはヘッド段部は完全に運
転停止され、パイロットバーナＡ１，Ａ２は純粋な前混
合によって運転される。機械出力が４０〜４５％と６５
〜８０％との間にある時にパイロットバーナＡ１，Ａ２
の燃料量はまったく変化しない。機械出力は、被パイロ
ットバーナＢ１，Ｂ２の主段部への燃料供給量を増やす
ことによって上昇されるようになっている。すべてのバ
ーナの燃料量が同じになると直ちに、リング状燃焼室の
すべてのバーナが純粋な前混合運転で運転される運転時
点も得られる。さらにまた、空気量を最適な値に維持す
るために、燃料量と空気量とは比例して上昇する。パイ
ロットバーナも被パイロットバーナも原則として、リン
グ状燃焼室の正面壁１０で２重のバーナ・リング１０
ｂ，１０ｃを形成する（左右対称線１０ａで仕切られて
いる）。良好な燃料流れフィールド得るために、それぞ
れ２つのバーナが交互に外側若しくは内側へずらされて
いる。各リング内に存在するバーナは、バーナ内で＋と
−の記号で示されているように、隣接するリングの回転
方向と同一の回転方向を有している。このような構成に
よって、燃焼室壁に沿って及び中心で強い流れが得られ
るようになっている。この場合に重要なことは、被パイ
ロットバーナＢ１，Ｂ２の位置である。この被パイロッ
トバーナＢ１，Ｂ２は、他のバーナ、つまりパイロット
バーナＡ１，Ａ２によってできるだけ良好に取り囲まれ
て配置されている。これによって、被パイロットバーナ
Ｂ１，Ｂ２が固有の炎を形成しない運転範囲内で良好な
燃焼が得られる。この運転範囲は、４０〜４５％と６５
〜８０％との間であって、非常に少量の混合気だけがパ
イロットバーナＡ１，Ａ２の熱い排ガスに噴射される。
形部分が示されている。このリング状燃焼室の構成につ
いてはヨーロッパ公開特許第０４０１５２９号明細書に
開示されている。リング状燃焼室は、列状に配置された
バーナを有しており、これらのバーナの数は機械の大き
さ及びバーナの大きさに基づいている。すべてのバーナ
のヘッド段部（その構造は有利には図４に示した概略図
に示されている）は燃料供給部に接続されている。主段
部は２つのグループより組み立てられており、そのバー
ナ部分はグループ毎に基本的にそれぞれの機械に合わせ
て構成されている。２つのグループは、一方のグループ
がパイロットバーナＡ１，Ａ２として、また他方のグル
ープが被パイロットバーナＢ１，Ｂ２として構成されて
いる点で異なっている。パイロットバーナＡ１，Ａ２の
数と、被パイロットバーナＢ１，Ｂ２の数とは一般的に
異なっている。このリング状燃焼室の運転法は、ガスタ
ービングループの圧縮機に調節可能な予備ガイド列を設
け、これによって空気量を全負荷量に対して少なくとも
１５％減少させることができるようにすることから出発
している。ガスタービンの始動時及び高速運転時におい
て、燃料はパイロットバーナＡ１，Ａ２のヘッド段部
（図４〜図７参照）に分配される。この場合の予備ガイ
ド列の位置は任意である。遅くとも、給電網による同期
化が必要となると直ちに、予備ガイド列が閉鎖されるよ
うにしなければならない。約６５〜８０％の負荷におい
て、予備ガイド列はまず閉鎖状態で維持される。次いで
この予備ガイド列はさらに、連続的に開放される。負荷
が高まるにつれて、パイロットバーナＡ１，Ａ２の燃料
量は主段部の次第に大きくなる部分に供給される。次い
で４０〜４５％の負荷においてはヘッド段部は完全に運
転停止され、パイロットバーナＡ１，Ａ２は純粋な前混
合によって運転される。機械出力が４０〜４５％と６５
〜８０％との間にある時にパイロットバーナＡ１，Ａ２
の燃料量はまったく変化しない。機械出力は、被パイロ
ットバーナＢ１，Ｂ２の主段部への燃料供給量を増やす
ことによって上昇されるようになっている。すべてのバ
ーナの燃料量が同じになると直ちに、リング状燃焼室の
すべてのバーナが純粋な前混合運転で運転される運転時
点も得られる。さらにまた、空気量を最適な値に維持す
るために、燃料量と空気量とは比例して上昇する。パイ
ロットバーナも被パイロットバーナも原則として、リン
グ状燃焼室の正面壁１０で２重のバーナ・リング１０
ｂ，１０ｃを形成する（左右対称線１０ａで仕切られて
いる）。良好な燃料流れフィールド得るために、それぞ
れ２つのバーナが交互に外側若しくは内側へずらされて
いる。各リング内に存在するバーナは、バーナ内で＋と
−の記号で示されているように、隣接するリングの回転
方向と同一の回転方向を有している。このような構成に
よって、燃焼室壁に沿って及び中心で強い流れが得られ
るようになっている。この場合に重要なことは、被パイ
ロットバーナＢ１，Ｂ２の位置である。この被パイロッ
トバーナＢ１，Ｂ２は、他のバーナ、つまりパイロット
バーナＡ１，Ａ２によってできるだけ良好に取り囲まれ
て配置されている。これによって、被パイロットバーナ
Ｂ１，Ｂ２が固有の炎を形成しない運転範囲内で良好な
燃焼が得られる。この運転範囲は、４０〜４５％と６５
〜８０％との間であって、非常に少量の混合気だけがパ
イロットバーナＡ１，Ａ２の熱い排ガスに噴射される。
【００１０】図２には、リング状燃焼室の正面壁１０の
全体が示されており、被パイロットバーナＢ１，Ｂ２
は、すべてのバーナのうちの１／６だけを形成してい
る。残りの５／６はパイロットバーナＡ１，Ａ２によっ
て形成されている。このような分割形式は、有利な変化
実施例を示している。リング状燃焼室の形式の応じてそ
の他の分割形式も可能である。
全体が示されており、被パイロットバーナＢ１，Ｂ２
は、すべてのバーナのうちの１／６だけを形成してい
る。残りの５／６はパイロットバーナＡ１，Ａ２によっ
て形成されている。このような分割形式は、有利な変化
実施例を示している。リング状燃焼室の形式の応じてそ
の他の分割形式も可能である。
【００１１】図３には、運転中において正面壁１０で実
験的に形成された流れライン１０ｄを示している。この
流れライン１０ｄの形状は、特に点火過程中における燃
焼室の特性全体に非常に大きい影響を与える。流れライ
ン１０ｄの密度は高い速度を示している。この高い速度
は、左右対称線１０ａ（図１参照）の範囲内で特に良好
に調節されるこの高い速度は、点火がパイロットバーナ
から被パイロットバーナに伝達され得るように配慮す
る。
験的に形成された流れライン１０ｄを示している。この
流れライン１０ｄの形状は、特に点火過程中における燃
焼室の特性全体に非常に大きい影響を与える。流れライ
ン１０ｄの密度は高い速度を示している。この高い速度
は、左右対称線１０ａ（図１参照）の範囲内で特に良好
に調節されるこの高い速度は、点火がパイロットバーナ
から被パイロットバーナに伝達され得るように配慮す
る。
【００１２】バーナの構造を分かりやすくするために、
図４に示した構造のそれぞれＶ−Ｖ線、ＶＩ−ＶＩ線及
びＶII−ＶII線に沿った断面図の概略図が、図５、図６
及び図７に示されている。さらに図４には、図５〜図７
に概略的に示したそらせ板２１ａ，２１ｂが略示されて
いる。以下に図５〜図７を用いて、図４に示したバーナ
の構造を説明する。
図４に示した構造のそれぞれＶ−Ｖ線、ＶＩ−ＶＩ線及
びＶII−ＶII線に沿った断面図の概略図が、図５、図６
及び図７に示されている。さらに図４には、図５〜図７
に概略的に示したそらせ板２１ａ，２１ｂが略示されて
いる。以下に図５〜図７を用いて、図４に示したバーナ
の構造を説明する。
【００１３】図４には、組み込まれた前混合ゾーンを有
するバーナの一部破断した斜視図が示されている。この
バーナ自体は、２つの中空の部分円錐体１，２より成っ
ており、これら２つの部分円錐体１，２は、重ね合わさ
れていて、その中心軸線（縦左右対称軸線）１ｂ，２ｂ
に関連して半径方向に互いにずらされている。このよう
に中心軸線１ｂ，２ｂをずらしたことによって（図５〜
図７参照）、部分円錐体１，２の両側で互いに逆向きの
流入口を有するそれぞれ１つの接線方向の空気流入スリ
ット１９，２０が形成される（図５〜図７参照）。この
空気流入スリット１９，２０を通って、燃焼空気１５が
バーナの内室、つまり２つの部分円錐体１，２によって
形成された円錐形中空室１４内に流入する。図示の部分
円錐体１，２の円錐形の形状は、流れ方向で見て所定の
角度を有している。もちろん、これらの部分円錐体１，
２は流れ方向で次第に大きくなるか又は次第に小さくな
る円錐形の傾斜を有していてもよい。この２つの実施例
は図面に示されていないが実施可能である。どのような
形状が有利であるかは、それぞれの所定の燃焼パラメー
タに基づいている。２つの部分円錐体１，２はそれぞれ
１つの円筒形の始端部１ａ，２ａを有しており、これら
の始端部は、部分円錐体１，２の連続を形成しており、
従って接線方向の空気流入スリット１９，２０も設けら
れている。これによって、空気流入スリット１９，２０
はバーナの全長に亙って延びている。もちろんバーナは
純粋に円錐形に、つまり円筒形の始端部１ａ，２ａを設
けずに構成することができるし、また、この始端部１
ａ，２ａは円筒形に構成しなくてもよい。図示のように
始端部が円筒形に構成されている場合は、この始端部１
ａ，２ａに燃料ノズル（ヘッド段部）３が取り付けられ
る。このヘッド段部の燃料供給は、液状の燃料（例えば
オイル）の燃料噴射流４と、ガス状の燃料１３の主とし
て同軸的な燃料噴射流とから成っている。ガス状の燃料
１３の燃料噴射流は、一列の燃料噴射孔１３ａによって
行われ、これらの燃料噴射孔１３ａは、中央の燃料噴射
流４を囲んで並んで配置されている。この燃料噴射流は
一般的に、空気による噴射か又は圧力噴霧である。従っ
て、燃料噴射流は、２つの部分円錐体１，２によって形
成された円錐形の中空室１４の最も狭い横断面範囲内で
行われる。２つの部分円錐体１，２は、接線方向の空気
流入スリット１９，２０の範囲内でそれぞれ１つの燃料
導管８，９を有している。これらの燃料導管８，９は長
手方向で複数の開口１７を備えていて、これらの開口１
７を通ってガス状又は液状の燃料１３（有利にはガスが
使用される）が噴射される。この燃料１３は、接線方向
の空気流入スリット１９，２０を通って円錐形中空室１
４内に流入した燃焼空気１５と混合される。バーナの主
段部を形成する燃料導管８，９は、最適な空気／燃料混
合を得るために、有利には接線方向の流入端部で円錐形
中空室１４内に侵入する手前に配置されている。もちろ
ん、２つの燃料供給、つまり一方は中央の燃料ノズル３
による燃料供給と他方は燃料導管８，９による燃料供給
とを混合した混合運転も可能である。燃焼室２２側で
は、バーナの出口開口が、多数の孔１１を有する正面壁
１０に移行している。これらの多数の孔１１は、バーナ
端面側を冷却するために使用される。また別の冷却技術
も考えられる。燃料ノズル３を通って流れる液状の燃料
１２は、鋭角を成して円錐形中空室１４内に噴射され
る。この噴射は、バーナ出口平面にできるだけ均一な円
錐形の噴射形状が得られるように行われる。これは、部
分円錐体１，２の内壁が燃料噴射４によって濡らされな
いようにされることによってのみ可能である。このため
に、柱状の噴射燃料流より成る円錐形の噴射燃料柱５
が、接線方向に流入する燃焼空気１５と、場合によって
は、軸方向で接近案内された別の燃焼空気流（詳しく図
示せず）とによって取り囲まれるようになっている。液
状の燃料１２の濃度は軸方向で連続的に、混合された燃
焼空気流によって薄められるようになっている。燃料導
管８，９を介して例えばガス状の燃料１３が供給される
と、空気流入スリット１９，２０の範囲内で直接的に燃
焼空気１５との混合が行われる。燃焼ゾーン内に侵入す
る手前で完全な蒸発が行われると常に、有害物質エミッ
ションの減少が得られる。これと同様のことは、余剰の
空気が、再循環される排ガスによって置き換えられる場
合に、近化学量論的な運転のためにも当てはまる。接線
方向の空気流入スリット１９，２０の幅及び円錐角度に
関連した部分円錐体１，２の構成において、狭い限度が
維持され、これによってバーナ開口部範囲における、逆
流ゾーン６を有する空気の所望の流れフィールドが調節
される。一般的に、空気流入スリット１９，２０が狭く
なると、逆流ゾーン６はさらに上流に向かってずれこと
になる。これによって空気／燃料混合気は早期に点火さ
れることになる。しかしながら、一度固定された逆流ゾ
ーン６はそれ自体不変であることを確認する必要があ
る。何故ならば、回転数はバーナの円錐形の範囲内で燃
料流れ方向で次第に高くなるからである。さらに、混合
気の軸方向速度は、燃焼空気流の前記軸方向供給によっ
て影響を受ける。このようなバーナの構造は、所定の構
造長さで、部分円錐体１，２を互いにずらすことによっ
て、接線方向の空気流入スリット１９，２０の大きさを
変えるのに適している。これによって２つの中心軸線１
ｂ，２ｂの間隔が小さくなるか又は大きくなり、それに
応じて、接線方向の空気流入スリット１９，２０のギャ
ップの大きさも変化する（図５〜図７参照）。部分円錐
体１，２はもちろん、別の平面で互いにずらすこともで
き、この際に部分円錐体１，２の重なり程度も調節する
ことができる。さらにまた、部分円錐体１，２を互いに
逆方向の回転運動によって螺旋状に互いに入り込むよう
にずらすか、又は部分円錐体１，２を縦方向で互いにず
らすことができる。これによって、最も簡単な手段で手
によって、接線方向の空気流入スリット１９，２０の形
状及び大きさを変えて、ひいてはバーナの構造長さを変
えることなしにバーナを、所定の帯域幅で個別に合わせ
ることができる。
するバーナの一部破断した斜視図が示されている。この
バーナ自体は、２つの中空の部分円錐体１，２より成っ
ており、これら２つの部分円錐体１，２は、重ね合わさ
れていて、その中心軸線（縦左右対称軸線）１ｂ，２ｂ
に関連して半径方向に互いにずらされている。このよう
に中心軸線１ｂ，２ｂをずらしたことによって（図５〜
図７参照）、部分円錐体１，２の両側で互いに逆向きの
流入口を有するそれぞれ１つの接線方向の空気流入スリ
ット１９，２０が形成される（図５〜図７参照）。この
空気流入スリット１９，２０を通って、燃焼空気１５が
バーナの内室、つまり２つの部分円錐体１，２によって
形成された円錐形中空室１４内に流入する。図示の部分
円錐体１，２の円錐形の形状は、流れ方向で見て所定の
角度を有している。もちろん、これらの部分円錐体１，
２は流れ方向で次第に大きくなるか又は次第に小さくな
る円錐形の傾斜を有していてもよい。この２つの実施例
は図面に示されていないが実施可能である。どのような
形状が有利であるかは、それぞれの所定の燃焼パラメー
タに基づいている。２つの部分円錐体１，２はそれぞれ
１つの円筒形の始端部１ａ，２ａを有しており、これら
の始端部は、部分円錐体１，２の連続を形成しており、
従って接線方向の空気流入スリット１９，２０も設けら
れている。これによって、空気流入スリット１９，２０
はバーナの全長に亙って延びている。もちろんバーナは
純粋に円錐形に、つまり円筒形の始端部１ａ，２ａを設
けずに構成することができるし、また、この始端部１
ａ，２ａは円筒形に構成しなくてもよい。図示のように
始端部が円筒形に構成されている場合は、この始端部１
ａ，２ａに燃料ノズル（ヘッド段部）３が取り付けられ
る。このヘッド段部の燃料供給は、液状の燃料（例えば
オイル）の燃料噴射流４と、ガス状の燃料１３の主とし
て同軸的な燃料噴射流とから成っている。ガス状の燃料
１３の燃料噴射流は、一列の燃料噴射孔１３ａによって
行われ、これらの燃料噴射孔１３ａは、中央の燃料噴射
流４を囲んで並んで配置されている。この燃料噴射流は
一般的に、空気による噴射か又は圧力噴霧である。従っ
て、燃料噴射流は、２つの部分円錐体１，２によって形
成された円錐形の中空室１４の最も狭い横断面範囲内で
行われる。２つの部分円錐体１，２は、接線方向の空気
流入スリット１９，２０の範囲内でそれぞれ１つの燃料
導管８，９を有している。これらの燃料導管８，９は長
手方向で複数の開口１７を備えていて、これらの開口１
７を通ってガス状又は液状の燃料１３（有利にはガスが
使用される）が噴射される。この燃料１３は、接線方向
の空気流入スリット１９，２０を通って円錐形中空室１
４内に流入した燃焼空気１５と混合される。バーナの主
段部を形成する燃料導管８，９は、最適な空気／燃料混
合を得るために、有利には接線方向の流入端部で円錐形
中空室１４内に侵入する手前に配置されている。もちろ
ん、２つの燃料供給、つまり一方は中央の燃料ノズル３
による燃料供給と他方は燃料導管８，９による燃料供給
とを混合した混合運転も可能である。燃焼室２２側で
は、バーナの出口開口が、多数の孔１１を有する正面壁
１０に移行している。これらの多数の孔１１は、バーナ
端面側を冷却するために使用される。また別の冷却技術
も考えられる。燃料ノズル３を通って流れる液状の燃料
１２は、鋭角を成して円錐形中空室１４内に噴射され
る。この噴射は、バーナ出口平面にできるだけ均一な円
錐形の噴射形状が得られるように行われる。これは、部
分円錐体１，２の内壁が燃料噴射４によって濡らされな
いようにされることによってのみ可能である。このため
に、柱状の噴射燃料流より成る円錐形の噴射燃料柱５
が、接線方向に流入する燃焼空気１５と、場合によって
は、軸方向で接近案内された別の燃焼空気流（詳しく図
示せず）とによって取り囲まれるようになっている。液
状の燃料１２の濃度は軸方向で連続的に、混合された燃
焼空気流によって薄められるようになっている。燃料導
管８，９を介して例えばガス状の燃料１３が供給される
と、空気流入スリット１９，２０の範囲内で直接的に燃
焼空気１５との混合が行われる。燃焼ゾーン内に侵入す
る手前で完全な蒸発が行われると常に、有害物質エミッ
ションの減少が得られる。これと同様のことは、余剰の
空気が、再循環される排ガスによって置き換えられる場
合に、近化学量論的な運転のためにも当てはまる。接線
方向の空気流入スリット１９，２０の幅及び円錐角度に
関連した部分円錐体１，２の構成において、狭い限度が
維持され、これによってバーナ開口部範囲における、逆
流ゾーン６を有する空気の所望の流れフィールドが調節
される。一般的に、空気流入スリット１９，２０が狭く
なると、逆流ゾーン６はさらに上流に向かってずれこと
になる。これによって空気／燃料混合気は早期に点火さ
れることになる。しかしながら、一度固定された逆流ゾ
ーン６はそれ自体不変であることを確認する必要があ
る。何故ならば、回転数はバーナの円錐形の範囲内で燃
料流れ方向で次第に高くなるからである。さらに、混合
気の軸方向速度は、燃焼空気流の前記軸方向供給によっ
て影響を受ける。このようなバーナの構造は、所定の構
造長さで、部分円錐体１，２を互いにずらすことによっ
て、接線方向の空気流入スリット１９，２０の大きさを
変えるのに適している。これによって２つの中心軸線１
ｂ，２ｂの間隔が小さくなるか又は大きくなり、それに
応じて、接線方向の空気流入スリット１９，２０のギャ
ップの大きさも変化する（図５〜図７参照）。部分円錐
体１，２はもちろん、別の平面で互いにずらすこともで
き、この際に部分円錐体１，２の重なり程度も調節する
ことができる。さらにまた、部分円錐体１，２を互いに
逆方向の回転運動によって螺旋状に互いに入り込むよう
にずらすか、又は部分円錐体１，２を縦方向で互いにず
らすことができる。これによって、最も簡単な手段で手
によって、接線方向の空気流入スリット１９，２０の形
状及び大きさを変えて、ひいてはバーナの構造長さを変
えることなしにバーナを、所定の帯域幅で個別に合わせ
ることができる。
【００１４】図５〜図７にはそらせ板２１ａ，２１ｂの
幾何学的な形状が示されている。このそらせ板２１ａ，
２１ｂは、流れの導入機能を満たすものであって、そら
せ板２１ａ，２１ｂの長さに応じて、部分円錐体１，２
のそれぞれの端部が燃焼空気１５の流れ込み方向で延長
されるようになっている。円錐形中空室１４への燃焼空
気１５の流過案内は、円錐形中空室１４内への侵入範囲
に設けられた旋回中心点２３を中心にしてそらせ板２１
ａ，２１ｂを開放方向へ若しくは閉鎖方向へ旋回させる
ことによって、最適となるように調節される。これは特
に、接線方向の空気侵入スリット１９，２０のギャップ
の最初の大きさを変える必要があるような場合に必要で
ある。もちろん、バーナはそらせ板なしでも運転するこ
とができ、またこのために他の補助手段を設けてもよ
い。
幾何学的な形状が示されている。このそらせ板２１ａ，
２１ｂは、流れの導入機能を満たすものであって、そら
せ板２１ａ，２１ｂの長さに応じて、部分円錐体１，２
のそれぞれの端部が燃焼空気１５の流れ込み方向で延長
されるようになっている。円錐形中空室１４への燃焼空
気１５の流過案内は、円錐形中空室１４内への侵入範囲
に設けられた旋回中心点２３を中心にしてそらせ板２１
ａ，２１ｂを開放方向へ若しくは閉鎖方向へ旋回させる
ことによって、最適となるように調節される。これは特
に、接線方向の空気侵入スリット１９，２０のギャップ
の最初の大きさを変える必要があるような場合に必要で
ある。もちろん、バーナはそらせ板なしでも運転するこ
とができ、またこのために他の補助手段を設けてもよ
い。
【図１】本発明の１実施例によるリング状燃焼室の正面
壁の扇形部分の概略図である。
壁の扇形部分の概略図である。
【図２】図１による正面壁にバーナを備えた状態を示し
た、正面壁の概略的な全体図である。
た、正面壁の概略的な全体図である。
【図３】正面壁において生じる流れの形状をシュミレー
トした概略図である。
トした概略図である。
【図４】バーナを一部破断した斜視図である。
【図５】図４のＶ−Ｖ線に沿って断面した概略図であ
る。
る。
【図６】図４のＶＩ−ＶＩ線に沿って断面した概略図で
ある。
ある。
【図７】図４のＶII−ＶII線に沿って断面した概略図で
ある。
ある。
Ａ１，Ａ２ パイロットバーナ、 Ｂ１，Ｂ２ 被パイ
ロットバーナ、 １，２ 部分円錐体、 １ａ，２ａ
円筒形の始端部、 １ｂ，２ｂ 中心軸線、３ 燃料ノ
ズル、 ４ 燃料噴射流、 ５ 噴射燃料柱、 ６ 逆
流ゾーン、７ 炎先端、 ８，９ 燃料導管、 １０
正面壁、 １０ａ 左右対称線、１０ｂ，１０ｃ バー
ナ・リング、 １０ｄ 流れライン、 １１ 孔、 １
２，１３ 燃料、 １３ａ 燃料噴射孔、 １４ 円錐
形中空室、 １５ 燃焼空気流、 １６ さらに別の燃
料の噴射、 １７ 開口、 １８ 冷却空気、 １９，
２０ 接線方向の空気流入スリット、 ２１ａ，２１ｂ
そらせ板、 ２２燃焼室、 ２３ 旋回中心点
ロットバーナ、 １，２ 部分円錐体、 １ａ，２ａ
円筒形の始端部、 １ｂ，２ｂ 中心軸線、３ 燃料ノ
ズル、 ４ 燃料噴射流、 ５ 噴射燃料柱、 ６ 逆
流ゾーン、７ 炎先端、 ８，９ 燃料導管、 １０
正面壁、 １０ａ 左右対称線、１０ｂ，１０ｃ バー
ナ・リング、 １０ｄ 流れライン、 １１ 孔、 １
２，１３ 燃料、 １３ａ 燃料噴射孔、 １４ 円錐
形中空室、 １５ 燃焼空気流、 １６ さらに別の燃
料の噴射、 １７ 開口、 １８ 冷却空気、 １９，
２０ 接線方向の空気流入スリット、 ２１ａ，２１ｂ
そらせ板、 ２２燃焼室、 ２３ 旋回中心点
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ピーター シニア スイス国 メリンゲン レープヴェーク 12 (56)参考文献 特開 平２−275221（ＪＰ，Ａ) 特開 平２−233907（ＪＰ，Ａ) 西独国特許出願公開3837635（ＤＥ, Ａ１) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F23R 3/28
Claims (6)
- 【請求項１】 ガスタービングループのロータをリング
状に取り囲む、ガスタービンの燃焼室であって、該燃焼
室の正面壁に複数のバーナが設けられている形式のもの
において、これらの複数のバーナが、燃焼室の正面壁側
で一平面を占めるように配置されており、少なくとも１
つの２重のリング（１０ｂ，１０ｃ）が形成されるよう
に、燃焼室の正面壁（１０）に沿ってバーナが配置され
ており、同一のリング内に設けられたバーナは同一の流
れ方向を有していて、それぞれ一方のリング内に存在す
るバーナの流れ方向が、隣接する他方のリング内に存在
するバーナの流れ方向とは逆の流れ方向となるように設
定されており、各リング内でそれぞれ少なくとも１つの
バーナが交互に外方向へ若しくは内方向へずらして配置
されており、正面壁（１０）に設けられた複数のバーナ
が、パイロットバーナ（Ａ１，Ａ２）と被パイロットバ
ーナ（Ｂ１，Ｂ２）とに分けられ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】 正面壁（１０）に設けられた複数のバー
ナの５／６がパイロットバーナ（Ａ１，Ａ２）であっ
て、１／６が被パイロットバーナ（Ｂ１，Ｂ２）であ
る、請求項１記載の燃焼室。 - 【請求項３】 バーナが、流れ方向で互いに位置決めさ
れた中空円錐形の２つの部分円錐体（１，２）より成っ
ており、これら２つの部分円錐体（１，２）の中心軸線
（１ｂ，２ｂ）が互いにずらされていて、これによっ
て、燃焼空気流（１５）のための、互いに向き合う流れ
方向を生ぜしめる接線方向の空気流入スリット（１９，
２０）が形成されており、２つの部分円錐体（１，２）
によって形成された円錐形中空室（１４）内に、液状若
しくはガス状の燃料を噴射するための少なくとも１つの
ヘッド段部として構成された燃料ノズル（３）が配置さ
れており、接線方向の空気流入スリット（１９，２０）
の範囲内に、ガス状の燃料（１３）を供給するための主
段部として構成された燃料供給導管（８，９）が設けら
れていることを特徴とする、請求項１記載の燃焼室。 - 【請求項４】 請求項１〜４に記載の燃焼室を運転する
ための方法において、燃焼室の始動時及び高速運転時に
燃料をパイロットバーナ（Ａ１，Ａ２）のヘッド段部と
して構成された燃料ノズル（３）に分配し、４０〜５５
％の負荷においてヘッド段部としての燃料ノズル（３）
を運転停止し、パイロットバーナ（Ａ１，Ａ２）のため
の燃料量を別の供給段部（８，９）を介して供給し、４
０〜５５％と６５〜８０％との間の負荷においてパイロ
ットバーナ（Ａ１，Ａ２）のための燃料量を一定に維持
し、６５〜８０％を越える負荷において被パイロットバ
ーナ（Ｂ１，Ｂ２）を運転することを特徴とする、ガス
タービンの燃焼室を運転するための方法。 - 【請求項５】 水又は蒸気の一部が噴射される時により
多くの燃料(１２)をヘッド段部（３）を介して炎（７）
内に噴射させる、請求項４記載の方法。 - 【請求項６】 バーナの円錐形中空室（１４）内に噴射
されるヘッド側の燃料噴射流（４）が、燃料流れ方向で
見て円錐形に次第に大きくなる、円錐形中空室（１４）
の内壁を濡らさない噴射燃料柱（５）を形成するように
なっており、該噴射燃料柱（５）を、空気流入スリット
（１９，２０）を介して接線方向で円錐形中空室（１
４）内に流入する少なくとも１つの燃焼空気流（１５）
によって取り囲むようにし、接線方向の空気流入スリッ
ト（１９，２０）の範囲内に燃料供給部（１７）を設
け、バーナの出口において燃料／空気混合気を点火し、
バーナ開口部の範囲内で逆流ゾーン（６）を通って炎先
端（７）を安定させるようにした、請求項４記載の方
法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CH3308/91A CH684963A5 (de) | 1991-11-13 | 1991-11-13 | Ringbrennkammer. |
| CH3308/91-2 | 1991-11-13 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05223254A JPH05223254A (ja) | 1993-08-31 |
| JP3308610B2 true JP3308610B2 (ja) | 2002-07-29 |
Family
ID=4253183
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP30346192A Expired - Fee Related JP3308610B2 (ja) | 1991-11-13 | 1992-11-13 | ガスタービンの燃焼室及びこの燃焼室を運転するための方法 |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5400587A (ja) |
| EP (1) | EP0542044B1 (ja) |
| JP (1) | JP3308610B2 (ja) |
| KR (1) | KR930010360A (ja) |
| CA (1) | CA2082862A1 (ja) |
| CH (1) | CH684963A5 (ja) |
| DE (1) | DE59204754D1 (ja) |
| PL (1) | PL169967B1 (ja) |
| RU (1) | RU2062408C1 (ja) |
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1991
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