JP3416357B2 - Premix main nozzle for low NOx gas turbine combustor - Google Patents
Premix main nozzle for low NOx gas turbine combustorInfo
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Description
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、スワーラを有する
低ＮＯx ガスタービン燃焼器の予混合メインノズルに関
する。
【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。この燃焼器では、
中心部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、その外周に複数個の予混合メインノズルを設
置して、予混合稀薄燃焼を行わせるものである。
【０００３】予混合メインノズルにおいて前記のように
稀薄燃焼を行うと燃焼温度が下がり、ＮＯx 発生量を抑
制することができるが失火し易い。このため、燃焼器の
中心の部分に前記パイロットノズルによる拡散燃焼域を
設けて、その火炎によって予混合メインノズルの失火を
防止するようにしている。
【０００４】従来の前記の低ＮＯx ガスタービン燃焼器
の予混合メインノズルを、図３及び図４に示す。図３は
その縦断面図、図４は図３のII−II矢視断面図である。
【０００５】図３に示すように、燃焼器の中心部に設け
られたパイロットノズル１の外周には、複数個の予混合
メインノズル２が設置される。予混合メインノズル２
は、円形断面の外壁２ａの中心に燃料ノズル７が配置さ
れ、同燃料ノズル７には複数個の燃料噴口Ａが設けられ
ていて、この燃料噴口Ａからガス燃料を噴射する。燃料
噴口Ａの上流において外壁２ａと燃料ノズル７との間に
燃料ノズル７と同軸に設けられたスワーラ３は、１次空
気に旋回流を与えて強制渦を形成し、その剪断流によっ
て燃料噴口Ａから噴射された燃料との混合が促進され
る。
【０００６】予混合メインノズル２はホルダ４を介して
内筒５で保持され、パイロットノズル１はホルダ６を介
して予混合メインノズル２で保持されている。
【０００７】また、図３に示される予混合メインノズル
２の内外径比ｄ／Ｄ（ボス比と言われる）が小さいとき
には、噴射された燃料の半径方向分布が不均一となる。
このため、図４に示すように、燃料ノズル７のスワーラ
３上流側に等間隔に配置された４本の中空支柱８が一体
に形成され、燃料ガスを中空支柱８に下流側へ向って設
けられた複数の噴口Ｂからも噴出して、燃料ガス分布の
均一化が図られている。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】前記の従来の低ＮＯx
ガスタービン燃焼器では、予混合メインノズルの出口で
は旋回のため、図３に矢印で示すように、燃料と空気の
予混合気の軸流速度は周辺程速く中心程遅い。このため
に、中心側で火炎が逆流するフラッシュバック（Flask
Back）現象が発生し、予混合メインノズルを焼損する場
合があった。
【０００９】本発明は、以上の問題点を解消することが
できる低ＮＯx ガスタービン燃焼器の予混合メインノズ
ルを提供しようとするものである。
【００１０】
【課題を解決するための手段】本発明は、拡散燃焼を行
う保炎用のパイロットノズルの外側に配置され、旋回流
を発生させて燃料と空気を予混合させるスワーラを有す
る低ＮＯx ガスタービン燃焼器の予混合メインノズルに
おいて、同予混合メインノズル内に燃料ノズルを配置
し、同燃料ノズルに半径方向外方へ延びる中空支柱を設
け、同中空支柱に設けられた複数の噴口から噴出される
燃料ガスの予混合気は前記スワーラを通過させるように
構成すると共に、前記スワーラの中心部に開口部を設
け、前記燃料ノズルの端面に設けられた複数の噴口から
噴出された燃料ガスの予混合気は前記開口部を通過させ
るように構成したことを特徴とする。
【００１１】本発明において、スワーラの中心部では、
燃料ノズルの端面に設けられた複数の噴口から噴出され
た燃料ガスの予混合気が同スワーラの中心部に設けられ
た開口部を通過して旋回を持たないために、同予混合気
の軸流速度が前記スワーラを通過した予混合気よりも速
い。従って、予混合メインノズル出口での予混合気の軸
流速度は半径方向にほぼ均一となり、火炎が逆流するフ
ラッシュバックが発生しない。
【００１２】
【発明の実施の形態】本発明の実施の一形態を図１及び
図２によって説明する。本実施の形態において、パイロ
ットノズル１の外周に複数の予混合メインノズル２を配
置し、予混合メインノズル２はホルダ４を介して内筒５
で保持され、パイロットノズル１はホルダ６を介して予
混合メインノズル２で保持されていることは、図３及び
図４に示される従来の燃焼器と異なるところはない。
【００１３】本実施の形態においては、予混合メインノ
ズル２内にその円形断面の外壁２ａと同軸に燃料ノズル
７が配置され、同燃料ノズル７には等間隔をおいて半径
方向外方へ延びる４本の中空支柱８が一体に形成され、
下流側へ向って中空支柱８に設けられた複数の噴口Ｂか
ら燃料ガスを噴出するようになっている。また、燃料ノ
ズル７の端面には燃料ガスを下流側へ向って噴出する複
数の噴口Ｃが穿設されている。前記噴口Ｂと噴口Ｃの開
口の大きさは等しく設定されている。
【００１４】前記燃料ノズル７の端面より下流側におい
て前記外壁２ａ内にスワーラ３が設けられ、その中心部
には燃料ノズル７の端面と対向するように同端面とほぼ
同じ大きさの開口部Ｄが設けられている。
【００１５】本実施の形態においては、図３及び図４に
示される従来の燃焼器と同様に、燃焼器の中心の部分に
あるパイロットノズル１の拡散燃焼によって、予混合メ
インノズル２の火炎の失火を防止することができる。
【００１６】燃焼器に供給される空気と燃料ノズル７の
中空支柱８の噴口Ｂから噴出される燃料ガスの予混合気
は、スワーラ３を通過して旋回流となって充分に混合さ
れる。一方、空気と予混合メインノズル２の中央部の燃
料ノズル７の端面の噴口Ｃから噴出された燃料ガスの予
混合気は、スワーラ３の中心部の開口部Ｄを通ることに
なるが、この予混合気は旋回を持たないために、その軸
流速度がスワーラ３を通過した予混合気よりも速い。
【００１７】これによって、予混合メインノズル２の出
口では、予混合気の軸流速度は半径方向にほぼ均一とな
り、火炎が逆流するフラッシュバックを防止することが
できる。
【００１８】
【発明の効果】本発明によれば、予混合メインノズル出
口での予混合気軸流速度の分布が均一化し、フラッシュ
バックが発生せず低ＮＯx ガスタービン燃焼器の信頼性
を向上させることができる。BACKGROUND OF THE INVENTION [0001] [Technical Field of the Invention The present invention relates to premixed main nozzle of the low NO x gas turbine combustor having a swirler. 2. Description of the Related Art One type of low NO x gas turbine combustor is a multi-burner type premix combustor. In this combustor,
A pilot nozzle for flame holding is installed at the center to perform diffusion combustion, and a plurality of premix main nozzles are installed around its periphery to perform premix lean combustion. [0003] the combustion temperature perform lean combustion as described above is lowered in the pre-mix the main nozzle can be suppressed NO x generation amount misfire easily. For this reason, a diffusion combustion zone by the pilot nozzle is provided in the central portion of the combustor to prevent misfire of the premix main nozzle by the flame. [0004] The premixed main nozzle of the conventional of the low NO x gas turbine combustor, shown in FIGS. 3 is a longitudinal sectional view, and FIG. 4 is a sectional view taken along the line II-II in FIG. As shown in FIG. 3, a plurality of premixing main nozzles 2 are provided on the outer periphery of a pilot nozzle 1 provided at the center of the combustor. Premix main nozzle 2
The fuel nozzle 7 is disposed at the center of the outer wall 2a having a circular cross section. The fuel nozzle 7 is provided with a plurality of fuel injection ports A, and gas fuel is injected from the fuel injection ports A. A swirler 3 provided coaxially with the fuel nozzle 7 upstream of the fuel nozzle A and between the outer wall 2a and the fuel nozzle 7 gives a swirling flow to the primary air to form a forced vortex, and the shearing flow causes the fuel nozzle to rotate. Mixing with the fuel injected from A is promoted. The premix main nozzle 2 is held by an inner cylinder 5 via a holder 4, and the pilot nozzle 1 is held by a premix main nozzle 2 via a holder 6. [0007] When the ratio d / D of inner and outer diameters (referred to as boss ratio) of the premix main nozzle 2 shown in FIG. 3 is small, the radial distribution of the injected fuel becomes non-uniform.
Therefore, as shown in FIG. 4, four hollow struts 8 arranged at equal intervals on the upstream side of the swirler 3 of the fuel nozzle 7 are integrally formed, and the fuel gas is provided on the hollow strut 8 toward the downstream side. The fuel gas is also ejected from the plurality of injection ports B to make the fuel gas distribution uniform. [0008] The above-mentioned conventional low NO x
In a gas turbine combustor, for turning at the outlet of the premixed main nozzle, as shown by the arrows in FIG. 3, the axial velocity of the fuel and air premixed gas is slow enough centered fast as peripheral. Because of this, the flashback (Flask
Back) Phenomenon occurred, and the premix main nozzle was burned out. [0009] The present invention is intended to provide a premixed main nozzle of the low NO x gas turbine combustor capable of eliminating the above problems. SUMMARY OF THE INVENTION The present invention is directed to a low NO (NO) swirler disposed outside a flame stabilizing pilot nozzle for performing diffusion combustion and having a swirler for generating a swirling flow to premix fuel and air. x In the premix main nozzle of the gas turbine combustor, the fuel nozzle is located inside the premix main nozzle.
The fuel nozzle is provided with a hollow support extending radially outward.
Jets from multiple nozzles provided in the hollow column
The premixed fuel gas is passed through the swirler.
With the configuration, an opening is provided in the center of the swirler, and a plurality of injection holes provided on the end face of the fuel nozzle
The pre-mixed gas of the injected fuel gas is configured to pass through the opening . In the present invention, at the center of the swirler ,
It is ejected from a plurality of nozzles provided on the end face of the fuel nozzle.
Pre-mixed fuel gas is installed in the center of the swirler.
And to pass through the opening without a pivot, faster than premixture axial velocity is passed through the swirler of the same pre-mixture. Accordingly, the axial velocity of the premixed gas at the outlet of the premixing main nozzle becomes substantially uniform in the radial direction, and flashback in which the flame flows backward does not occur. DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS One embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. In the present embodiment, a plurality of premix main nozzles 2 are arranged on the outer periphery of the pilot nozzle 1, and the premix main nozzle 2 is
The fact that the pilot nozzle 1 is held by the premix main nozzle 2 via the holder 6 is not different from the conventional combustor shown in FIGS. In the present embodiment, a fuel nozzle 7 is arranged in the premixing main nozzle 2 coaxially with the outer wall 2a having a circular cross section, and the fuel nozzles 7 extend radially outward at equal intervals. Four hollow struts 8 are integrally formed,
Fuel gas is ejected from a plurality of injection ports B provided in the hollow support 8 toward the downstream side. In addition, a plurality of injection ports C for jetting fuel gas toward the downstream side are formed in the end face of the fuel nozzle 7. The size of the opening of the nozzle B and the opening of the nozzle C are set to be equal. A swirler 3 is provided in the outer wall 2a on the downstream side of the end face of the fuel nozzle 7, and an opening D having substantially the same size as the end face of the swirler 3 is provided at the center thereof so as to face the end face of the fuel nozzle 7. Is provided. In this embodiment, similarly to the conventional combustor shown in FIGS. 3 and 4, the flame of the premix main nozzle 2 is diffused by the diffusion combustion of the pilot nozzle 1 at the center of the combustor. Misfire can be prevented. The premixed air of the air supplied to the combustor and the fuel gas ejected from the injection port B of the hollow column 8 of the fuel nozzle 7 passes through the swirler 3 to form a swirling flow and is sufficiently mixed. On the other hand, the pre-mixed air of the fuel gas ejected from the nozzle C at the end face of the fuel nozzle 7 at the center of the pre-mixed main nozzle 2 passes through the opening D at the center of the swirler 3. Since the premixed gas has no swirl, its axial flow velocity is faster than that of the premixed gas passing through the swirler 3. Thus, at the outlet of the premixing main nozzle 2, the axial flow velocity of the premixed gas becomes substantially uniform in the radial direction, and it is possible to prevent flashback in which the flame flows backward. According to the present invention, the distribution of the premixed gas axial flow velocity at the outlet of the premixed main nozzle is made uniform, the flashback does not occur, and the reliability of the low NO x gas turbine combustor is improved. Can be improved.
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の一形態に係る低ＮＯx ガスター
ビン燃焼器の縦断面図である。
【図２】図１のＩ−Ｉ矢視図である。
【図３】従来の低ＮＯx ガスタービン燃焼器の縦断面図
である。
【図４】図３のII−II矢視断面図である。
【符号の説明】
１ パイロットノズル
２ 予混合メインノズル
３ スワーラ
５ 内筒
７ 燃料ノズル
８ 中空支柱
Ｂ，Ｃ 噴口
Ｄ スワーラの開口部BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a longitudinal sectional view of a low NO x gas turbine combustor according to an embodiment of the present invention. FIG. 2 is a view taken in the direction of an arrow II in FIG. 1; FIG. 3 is a longitudinal sectional view of a conventional low NO x gas turbine combustor. FIG. 4 is a sectional view taken along the line II-II in FIG. 3; [Description of Signs] 1 Pilot nozzle 2 Premix main nozzle 3 Swirler 5 Inner cylinder 7 Fuel nozzle 8 Hollow columns B and C Injection port D Swirler opening
フロントページの続き (56)参考文献 特開 平５−322169（ＪＰ，Ａ) 特開 平８−121771（ＪＰ，Ａ) 特開 昭55−46309（ＪＰ，Ａ) 特開 昭52−60322（ＪＰ，Ａ) 特開 昭57−41524（ＪＰ，Ａ) 特開 平５−215338（ＪＰ，Ａ) 特開 平６−174233（ＪＰ，Ａ) 特開 平７−260148（ＪＰ，Ａ) 特開 平７−280223（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F02C 1/00 - 9/58 F23R 3/00 - 7/00 F23D 14/02 Continuation of the front page (56) References JP-A-5-322169 (JP, A) JP-A-8-122717 (JP, A) JP-A-55-46309 (JP, A) JP-A-52-60322 (JP) JP-A-57-41524 (JP, A) JP-A-5-215338 (JP, A) JP-A-6-174233 (JP, A) JP-A-7-260148 (JP, A) 7-280223 (JP, A) (58) Fields investigated (Int. Cl. 7 , DB name) F02C 1/00-9/58 F23R 3/00-7/00 F23D 14/02
Claims (1)
ルの外側に配置され、旋回流を発生させて燃料と空気を
予混合させるスワーラを有する低ＮＯx ガスタービン燃
焼器の予混合メインノズルにおいて、同予混合メインノ
ズル内に燃料ノズルを配置し、同燃料ノズルに半径方向
外方へ延びる中空支柱を設け、同中空支柱に設けられた
複数の噴口から噴出される燃料ガスの予混合気は前記ス
ワーラを通過させるように構成すると共に、前記スワー
ラの中心部に開口部を設け、前記燃料ノズルの端面に設
けられた複数の噴口から噴出された燃料ガスの予混合気
は前記開口部を通過させるように構成したことを特徴と
する低ＮＯx ガスタービン燃焼器の予混合メインノズ
ル。(57) is located outside of the pilot nozzle [Claims 1] for flame stabilizing performing diffusion combustion, low NO x gases with a swirler for to generate a swirling flow of fuel and air premixed with in the premixed main nozzle of the turbine combustor, the premixed Mein'no
Place the fuel nozzle inside the nozzle and attach it to the fuel nozzle in the radial direction.
A hollow column extending outward is provided, and is provided on the hollow column.
The premixture of fuel gas ejected from multiple nozzles is
The swirler is configured to pass through, and an opening is provided at the center of the swirler, and the opening is provided at an end face of the fuel nozzle.
Premixed mixture of fuel gas ejected from multiple nozzles
Low NO x gas turbine combustor premixing main nozzle, characterized by being configured to so that is passed through the aperture.
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Publications (2)
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- 1995-10-26 JP JP27888795A patent/JP3416357B2/en not_active Expired - Fee Related
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