JP3499004B2 - ガスタービン燃焼器 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明はガスタービン発電プラン
トやコンバインドサイクル発電プラント等に適用される
ガスタービン燃焼器に係り、特に空気と燃料との稀薄予
混合燃料を燃焼させることによってガスタービン排気中
に含まれる窒素酸化物（ＮＯｘ）の低濃度化を図ったガ
スタービン燃焼器に関する。

【０００２】

【従来の技術】ガスタービン発電プラントやコンバイン
ドサイクル発電プラントには、ガスタービン燃焼器が複
数台組込まれており、このガスタービン燃焼器で燃焼し
た燃料が燃焼ガスとなってガスタービンに案内され、ガ
スタービンを駆動するようになっている。このようなガ
スタービンでは、タービン入口温度を上昇させるとター
ビン熱効率が向上するため、ガスタービン入口温度すな
わちガスタービン燃焼器の出口温度の上昇が図られてい
る。

【０００３】しかし、ガスタービン燃焼器の出口温度を
上昇させると、燃焼ガスの局所的な高温化等が原因とな
ってＮＯｘの発生量が増大する。すなわち、ＮＯｘの発
生量は、ガスタービン燃焼器の燃焼域の燃焼ガス温度に
依存する。なお、燃焼ガス温度の上昇については、ター
ビン部の材料や燃焼器部の材料の耐熱限界による制約も
受ける。

【０００４】ところで、ＮＯｘはガスタービン燃焼器の
内部で燃料と空気とが拡散混合して燃焼する中で、燃料
と空気とが当量比１に近い状態で断熱火炎温度に近い高
温で拡散燃焼する場合に多量に発生することから、従来
ガスタービン燃焼器でＮＯｘの発生を低く抑える技術と
して、燃料と空気とを予め燃料稀薄状態で混合して燃焼
させる稀薄予混合燃焼方式が知られている（例えば実公
平４−４３７２６号公報等）。このガスタービン燃焼器
では、メイン燃料の予混合化に加えてパイロット燃料も
一部予混合化することによりＮＯｘ発生量の多い拡散燃
焼を減少させ、大幅な低ＮＯｘ化を図っている。

【０００５】すなわち、このガスタービン燃焼器では、
燃焼器ライナ内の燃焼室がライナ頭部側の第一段燃焼域
と、その下流側の第二段燃焼域とに分けられている。そ
して、燃焼器ライナの頭部に第一段燃料供給手段として
パイロット燃料ノズルが設けられ、このパイロット燃料
ノズルから第一段燃焼域にパイロット燃料が供給される
ようになっている。また、燃焼器ライナの周りに第二段
燃料供給手段としてメイン燃料ノズルが設けられ、この
メイン燃料ノズルから噴出されるメイン燃料は予混合ダ
クトで空気と予混合されて稀薄予混合燃料となり、第二
段燃焼域に噴射されて燃焼を行うようになっている。

【０００６】なお、前記のパイロット燃料ノズルにおい
ては、ライナ中心部に軸方向に延びるパイロット燃料の
燃料通路部が設けられ、この燃料通路部の周囲部に空気
通路部が設けられている。空気通路部の入口および出口
（ライナ入口）には空気流を旋回させるスワーラが設置
され、このスワーラの下流側にパイロット燃料が噴出す
る構造となっている。

【０００７】一方、従来のガスタービン燃焼器では、着
火からガスタービン負荷がある程度の部分負荷となるま
で、パイロット燃料ノズルから噴出されるパイロット燃
料のみによる燃焼運転が行われている。このとき、パイ
ロット燃料の流量は、１個の燃料制御弁によりコントロ
ールされてパイロット燃料ノズルに供給され、このパイ
ロット燃料ノズルでパイロット拡散燃料とパイロット予
混合燃料とに分けられている。パイロット拡散燃料はス
ワーラにより拡散されて第一段燃焼域に供給されて燃焼
する。

【０００８】また、パイロット予混合燃料は空気通路部
内で空気と均一に混合された後、第一段燃焼域内に噴射
されて燃焼に供される。このとき、パイロット拡散燃料
とパイロット予混合燃料との燃料配分は、各燃料噴射口
の面積により一義的に決定されるが、低ＮＯｘ化を図る
ために、スワーラおよび空気通路部の通路面積は、パイ
ロット予混合燃料の燃空比（燃料の重量流量／空気の重
量流量）を充分に低くするように比較的大きく定められ
る。

【０００９】ガスタービンが高負荷運転域で運転される
ようになると、燃料制御弁を絞ってパイロット燃料を減
少させ、拡散燃料割合を少なくするとともに、燃料制御
弁を開いてメイン燃料ノズルにメイン燃料を供給してい
る。供給されたメイン燃料は予混合ダクト内で均一に混
合された後、燃焼器ライナ内に噴射され、第二段燃焼域
で燃焼する。予混合ダクトには、全燃料流量の７０〜８
０％を占めるメイン燃料を充分に稀薄予混合させる空気
が流れる通路面積が確保される。

【００１０】このような従来のガスタービン燃焼器で
は、メイン燃料に加えてパイロット燃料の一部を稀薄予
混合させているためパイロット拡散燃料の割合を少なく
することができ、大幅な低ＮＯｘ化が図れる。しかし、
この拡散燃料の割合はパイロット燃料の流量により一義
的に定まるため、全燃料流量に対して２０％程度までし
か絞ることができず、それよりも少なくすることが困難
で、低ＮＯｘ化に限界がある。

【００１１】

【発明が解決しようとする課題】近年のガスタービンプ
ラントにおいては、ガスタービンの熱効率について一層
の効率化を図るため、ガスタービン燃焼器での燃焼ガス
温度の高温化が模索されており、この燃焼ガス温度の高
温化に伴って低ＮＯｘ化への要求がより一層高まりつつ
ある。このような低ＮＯｘ化の目標を達成するために
は、ＮＯｘ発生量の多い拡散燃焼を全燃焼量に対して数
％程度に抑え、残りの全てをＮＯｘが殆ど生じない予混
合稀薄燃焼とする必要がある。

【００１２】上述した従来のガスタービン燃焼器では、
パイロット予混合燃料を充分に燃料稀薄状態とするため
に、比較的多量の空気をスワーラおよび空気通路部に流
す構造とされており、このためスワーラが比較的大型化
し、パイロット拡散燃料を全燃料流量の数％程度に減少
させると、不完全燃焼や失火等の不安定燃焼が生じる問
題があった。

【００１３】また、一つのパイロット燃料ノズルで燃料
噴射口からの差圧を充分に保持したまま、パイロット拡
散燃焼を全燃料流量の３０％程度から数％程度まで変化
させる運転は殆ど不可能であった。

【００１４】さらに従来では、ガスタービン燃焼器の全
燃料流量に対し、数％のパイロット拡散燃焼を行うこと
が可能な空気通路部と保炎機構とは知られていない。

【００１５】本発明は、上述した事情を考慮してなされ
たもので、その目的は、ＮＯｘ発生の多い拡散燃焼の割
合を大幅に減少させ、一層の低ＮＯｘ化が図れるととも
に、拡散燃焼割合を減少させても安定した燃焼を確保す
ることができるガスタービン燃焼器を提供することにあ
る。

【００１６】本発明の他の目的は、ガスタービンの定常
負荷運転時に、拡散燃料割合を全燃料流量の数％以内に
抑えて超低ＮＯｘ化が図れるとともに、拡散燃料用ノズ
ルの小型化による安定燃焼を確実に得られるガスタービ
ン燃焼器を提供することにある。

【００１７】本発明のさらに他の目的は、第一段燃料ノ
ズルの予混合燃料用ノズルに形成される予混合部で予混
合燃料の微粒化が促進でき、予混合燃料と空気とを一層
均一に混合させて低ＮＯｘ化が図れるガスタービン燃焼
器を提供することにある。

【００１８】また、本発明の別の目的は、ＮＯｘの発生
の多い拡散燃焼の割合を大幅に減少させてより低ＮＯｘ
化を図るとともに、拡散燃料割合を減少させても保炎性
等の安定した燃焼を確保することができるガスタービン
燃焼器を提供することにある。

【００１９】また、本発明のさらに別の目的は、第二段
燃料供給手段として、燃料をアトマイズエア方式または
エアブラスト方式により噴霧することにより、圧力噴霧
方式よりも予混合ダクト内での微粒化および蒸発の促進
が可能となり、さらに均一混合することにより、低ＮＯ
ｘ化を図ることができるガスタービン燃焼器を提供する
ことにある。

【００２０】

【課題を解決するための手段】上述した課題を解決する
ために、請求項１の発明は、燃焼器ライナ内に形成され
る燃焼室を、燃焼器ライナ頭部側の第一段燃焼域と、こ
の第一段燃焼域の下流側の第二段燃焼域とに分け、前記
第一段燃焼域に燃料を供給する第一段燃料供給手段の燃
料ノズルを拡散燃焼用ノズルと予混合燃焼用ノズルとか
らなる構成とする一方、前記第二段燃焼域に燃料を供給
する第二段燃料供給手段の燃料ノズルを予混合燃焼用ノ
ズルとして、前記第一段燃焼域では拡散燃焼および燃料
稀薄状態の予混合燃焼を行わせるとともに、前記第二段
燃焼域では燃料稀薄状態の予混合燃焼を行わせるように
したガスタービン燃焼器において、前記第一段燃料供給
手段の拡散燃焼用ノズルを前記燃焼器ライナの中心部に
配置するとともに同燃料供給手段の予混合燃焼用ノズル
を前記拡散燃焼用ノズルの周囲部に配置し、かつその予
混合燃焼用ノズルは、ライナ軸方向に沿う先端側が次第
に小径となる環状の空気通路部と、この空気通路部の軸
方向途中位置に周配されて燃料を同通路部内に噴出する
複数の燃料噴出部とを有し、前記第一段燃料供給手段の
予混合燃焼用ノズルの燃料噴出部は、環状の空気通路部
内に放射状に配設された複数の翼または突起と、この翼
または突起の内部に形成された燃料通路部と、この燃料
通路部に連通し燃料を前記空気通路部に噴出する燃料噴
出孔とを有することを特徴とする。

【００２１】

【００２２】 請求項２の発明は、請求項１載のガスタ
ービン燃焼器において、翼または突起は、環状の空気通
路部の内周側または外周側の隔壁から突設されているも
のである。

【００２３】 請求項３の発明は、請求項１または２記
載のガスタービン燃焼器において、翼または突起内の燃
料供給通路は、環状の空気通路部の上流側に設けられた
予混合ヘッダに、前記空気通路部の内周側または外周側
を介して連通しているものである。

【００２４】 請求項４の発明は、請求項１記載のガス
タービン燃焼器において、第一段燃料供給手段の拡散燃
焼用ノズルはライナ中心部に設けられた燃料通路部の外
周側に環状の拡散燃焼用空気通路部を有し、この拡散燃
焼用空気通路部に空気旋回用のスワーラが設けられてい
るものである。

【００２５】 請求項５の発明は、燃焼器ライナ内に形
成される燃焼室を、燃焼器ライナ頭部側の第一段燃焼域
と、この第一段燃焼域の下流側の第二段燃焼域とに分
け、前記第一段燃焼域に燃料を供給する第一段燃料供給
手段の燃料ノズルを拡散燃焼用ノズルと予混合燃焼用ノ
ズルとからなる構成とする一方、前記第二段燃焼域に燃
料を供給する第二段燃料供給手段の燃料ノズルを予混合
燃焼用ノズルとして、前記第一段燃焼域では拡散燃焼お
よび燃料稀薄状態の予混合燃焼を行わせるとともに、前
記第二段燃焼域では燃料稀薄状態の予混合燃焼を行わせ
るようにしたガスタービン燃焼器において、前記第一段
燃料供給手段の拡散燃焼用ノズルを前記燃焼器ライナの
中心部に配置するとともに同燃料供給手段の予混合燃焼
用ノズルを前記拡散燃焼用ノズルの周囲部に配置し、か
つその予混合燃焼用ノズルは、ライナ軸方向に沿う先端
側が次第に小径となる環状の空気通路部と、この空気通
路部の軸方向途中位置に周配されて燃料を同通路部内に
噴出する複数の燃料噴出部とを有し、前記第一段燃料供
給手段の予混合燃焼用ノズルの燃料噴出部は、環状の空
気通路部内に放射状に配設された複数の翼または突起
と、この翼または突起の内部に形成された燃料通路部
と、この燃料通路部に連通し燃料を前記空気通路部に噴
出する燃料噴出孔とを有するものとし、さらに前記第一
段燃料供給手段の拡散燃焼用ノズルと予混合燃焼用ノズ
ルとの間に燃焼用中間空気通路部を設けたことを特徴と
する。

【００２６】 請求項６の発明は、請求項５記載のガス
タービン燃焼器において、第一段燃料供給手段の拡散燃
焼用ノズルはライナ中心部に設けられた燃料通路部の外
周側に環状の拡散燃焼用空気通路部を有し、この拡散燃
焼用空気通路部に空気旋回用のスワーラが設けられてい
るものである。

【００２７】 請求項７の発明は、請求項６記載のガス
タービン燃焼器において、第一段燃料供給手段の予混合
燃焼用ノズルの燃料噴出部は、環状の空気通路部内に放
射状に配設された複数の翼または突起と、この翼または
突起の内部に形成された燃料通路部と、この燃料通路部
に連通し燃料を前記空気通路部に噴出する燃料噴出孔と
を有するものである。

【００２８】 請求項８の発明は、請求項６または７記
載のガスタービン燃焼器において、第一段燃料ノズルの
予混合燃焼用空気通路部内における前記翼または突起の
上流側に、空気旋回用のスワーラが設けられているもの
である。

【００２９】 請求項９の発明は、請求項５から８まで
に記載のガスタービン燃焼器において、第一段燃料供給
手段の予混合燃焼用ノズルの燃料供給通路は、その予混
合燃焼用ノズルの外殻を形成する環状の隔壁にあけた空
気導入口を介して外周側の空気流路に連通しているもの
である。

【００３０】 請求項１０の発明は、請求項５から９ま
でに記載のガスタービン燃焼器において、第一段燃料供
給手段の予混合燃焼用ノズルの燃料供給通路は、拡散燃
焼用ノズルの外周空間を形成する環状の拡散燃焼用空気
通路部の外隔壁内部に設けられているものである。

【００３１】 請求項１１の発明は、請求項５から１０
までに記載のガスタービン燃焼器において、第一段燃料
供給手段の燃焼用中間空気通路部は、入口側または出口
側に空気を旋回させるスワーラを備えてなるものであ
る。

【００３２】 請求項１２の発明は、請求項１から１１
までに記載のガスタービン燃焼器において、第二段燃料
供給手段は、燃料をアトマイズエア方式またはエアブラ
スト方式の燃料噴射部を有するものである。

【００３３】 請求項１３の発明は、請求項１から１２
までに記載のガスタービン燃焼器において、燃焼器ライ
ナおよび予混合ダクトを囲む燃焼器外筒に、燃料ドレン
排出用の排出口を設けたものである。

【００３４】

【作用】本発明に係るガスタービン燃焼器によれば、第
一段燃料供給手段により燃焼器ライナ内の第一段燃焼域
に燃料が噴射される一方、第二段燃料供給手段により燃
料稀薄状態で第二段燃焼域に燃料が噴射されて燃焼器ラ
イナ内で燃焼する。

【００３５】この場合、第一段燃料供給手段は、第一段
燃料ノズルを拡散燃焼用ノズルと予混合燃焼用ノズルと
の組合せからなる構成としたことにより、拡散燃焼用ノ
ズルで燃焼効率および燃焼安定性の優れた拡散燃焼を実
現することができる。

【００３６】また、予混合燃焼用ノズルでＮＯｘが殆ど
発生しないように燃料稀薄状態で予混合する予混合部を
設けたので、ＮＯｘ発生が多い拡散燃焼の割合が極めて
少ない状態で安定燃焼を確保でき、大幅な低ＮＯｘ化が
図れ、拡散燃焼割合を減少させても安定した燃焼を確保
することができる。

【００３７】また、ガスタービン燃焼器に備えられる第
一段燃料ノズルの拡散燃焼用ノズルは、中心部に燃料通
路部を、またその通路部周りに同心状に全燃料流量の数
％の拡散燃料に適した空気流量を流す拡散燃焼用空気通
路部をそれぞれ形成し、拡散燃焼用空気通路部の燃焼器
ライナ入口側に空気旋回を与えるスワーラと燃料噴射口
を設けた構造とすることにより、燃料効率と燃焼安定性
に優れた拡散燃焼を実現させることができる。

【００３８】さらに、第一段燃料供給手段の予混合燃焼
用ノズルにおいて、燃料噴出部を予混合燃焼用空気通路
部に放射状に設けた複数の翼あるいは突起によって構成
し、翼あるいは突起の軸方向位置に複数の燃料噴出孔を
設けて燃料を分散して噴射するようにしたので、予混合
燃料の微粒化促進およびより一層均一な混合が得られ、
これによって低ＮＯｘ化が有効的に図られる。

【００３９】ガスタービン燃焼器に備えられる第一段燃
料ノズルの拡散燃焼用ノズルは中心部に燃料通路部をこ
の通路部周りに同心状に全燃料流量の数％の拡散燃料に
適した空気流量を流す拡散燃焼用空気通路部をそれぞれ
形成し、拡散燃焼用空気通路部の燃焼器ライナ入口側に
空気に旋回を与えるスラーワと燃料噴射口を設けた構造
とし、また、拡散燃焼用空気通路部と予混合燃焼用空気
通路部の間に環状の燃焼用中間空気通路部を備え、該燃
焼用中間空気通路部の入口または出口に空気を旋回させ
るスワーラを備えたことにより、燃焼効率と保炎性の向
上等燃焼安定性に優れた拡散燃焼を実現させることがで
きる。

【００４０】また、第一段燃料供給手段の予混合燃焼用
ノズルにおいて燃料噴出部を予混合燃焼用空気通路部に
放射状に翼あるいは突起として形成し、翼あるいは突起
の軸方向位置に複数の燃料噴出孔を設けて燃料を分散し
て噴射することにより、予混合燃料の微粒化促進および
より一層均一な混合が得られ、低ＮＯｘ化を図ることが
できる。

【００４１】さらに、第二段燃料供給手段として、燃料
をアトマイズ方式またはエアブラスト方式により噴霧す
ることにより、圧力噴霧方式よりも予混合ダクト内での
燃料の微粒化および蒸発の促進が可能となり、さらに均
一混合することにより、低ＮＯｘ化を図ることができ
る。

【００４２】

【実施例】以下、本発明に係るガスタービン燃焼器の実
施例を図面を参照して説明する。

【００４３】実施例１（図１〜図３） 図１は本発明に係るガスタービン燃焼器１を採用したガ
スタービンプラント２の概略構成を示している。同図に
示すガスタービンプラント２では、ガスタービン３と同
軸にコンプレッサ４が設けられている。

【００４４】このガスタービンプラント２は、コンプレ
ッサ４の駆動により吐出された圧縮空気をガスタービン
燃焼器１に案内し、このガスタービン燃焼器１の燃焼器
ライナ５内に形成される燃焼室６で燃料を燃焼させ、そ
の燃焼ガスをトランジションピース７を介してガスター
ビン３に案内し、このガスタービン３を駆動させて仕事
をし、ガスタービン３に連結された発電機を回転駆動さ
せるようになっている。ガスタービン燃焼器１はコンプ
レッサ４とガスタービン３との中間位置に配置され、周
方向に複数台設置される。

【００４５】図２は本実施例によるガスタービン燃焼器
１の断面構成を示している。燃焼器外筒８内に燃焼器ラ
イナ５が内筒として収納されている。この燃焼器ライナ
５内には燃焼室６が形成され、燃焼器ライナ５と燃焼器
外筒８との間に環状の空気流路９が形成されている。こ
の空気流路９を通ってコンプレッサ４からの吐出空気が
案内される。

【００４６】燃焼器ライナ５内に形成される燃焼室６
は、燃焼器ライナ５の頭部側に形成される第一段燃焼域
１０と、この第一段燃焼域１０の下流側に形成される第
二段燃焼域１１とに分けられている。

【００４７】燃焼器ライナ５の頭部側には、第一段燃焼
域１０の中心部に位置して、第一段燃料としてのパイロ
ット燃料を噴射させる第一段燃料供給手段１２が設けら
れ、この第一段燃料供給手段１２は、第一段燃焼域１０
にパイロット燃料を供給する第一段燃料ノズルとしての
パイロット燃料ノズル１３を有している。

【００４８】このパイロット燃料ノズル１３の外周側
に、第二段燃焼域１１へ第二段燃料としてのメイン燃料
を供給する第二段燃料供給手段１４が設けられている。
この第二段燃料供給手段１４は、パイロット燃料ノズル
１３の外周側に設置された複数個の第二段燃料ノズルと
してのメイン燃料ノズル１５によって構成されている。

【００４９】なお、パイロット燃料ノズル１３とメイン
燃料ノズル１５とは、燃焼器外筒８の開口部を覆うヘッ
ドプレート１６に設けられている。

【００５０】パイロット燃料ノズル１３は、燃焼器中心
側に配置されたパイロット拡散燃焼用ノズル１７と、そ
の周辺側に配置されたパイロット予混合燃焼用ノズル１
８とによって構成され、燃焼器ライナ５内の第一段燃焼
域１０に燃料を噴射させるようになっている。パイロッ
ト拡散燃焼用ノズル１７の燃料通路部１９は燃焼器中心
位置に形成され、この燃料通路部１９を取囲む配置で環
状のパイロット拡散燃焼用の環状の空気通路部２０が設
けられている。

【００５１】この空気通路部２０は、全燃料流量に対し
て数％程度、例えば２％〜４％の拡散燃料に適した空気
流量を流す流路構造に形成され、この空気通路部２０に
パイロット拡散燃焼用スワーラ２８が設けられている。

【００５２】一方、パイロット燃料ノズル１３のパイロ
ット予混合燃焼用ノズル１８は、パイロット拡散燃焼用
ノズル１７を取囲む構造となっている。すなわち、パイ
ロット予混合燃焼用ノズル１８は、パイロット拡散燃焼
用空気通路部２０の外周側に同心円状に形成された環状
のパイロット予混合燃焼用空気通路部２１を有し、この
予混合燃焼用空気通路部２１内に、翼からなる複数のパ
イロット予混合燃料噴出部２２が同通路の内周側隔壁か
ら放射状に突設されている。このパイロット予混合燃料
噴出部２２に、パイロット予混合燃料がパイロット予混
合ヘッダ２３を介して予混合燃料通路２３ａから供給さ
れる。

【００５３】パイロット予混合燃焼用ノズル１８の空気
通路２１は、空気とパイロット予混合燃料とを混合させ
る予混合部として形成され、この予混合部は上流側から
下流側（燃焼ライナ５入口側）に向って径が小さく絞ら
れ、かつ断面積が次第に小さくなって、予混合流が縮流
となって噴出するようになっている。

【００５４】さらに、図３にパイロット予混合燃料噴出
部２２の断面形状を詳細に示している。燃料噴出部２２
は翼形状をしており、翼内部に燃料通路部２６を有し、
翼の背側，腹側，両側，前縁または後縁に適宜の組合せ
により、複数の燃料噴出孔２７が設けられている。そし
て、図３に示すように、パイロット予混合燃料噴出部２
２の燃料通路部２６から、複数の燃料噴出孔２７を介し
て燃料が空気通路部２１の周方向に分散して噴射するよ
うになっている。

【００５５】なお、図２に示すように、パイロット燃料
ノズル１８に形成された空気通路部２１には連通口２１
ａを介してコンプレッサから吐出された圧縮空気が導入
されるようになっている。

【００５６】他方、燃焼器ライナ５の外周には、予混合
手段を構成する複数の予混合ダクト２４（または予混合
管）がメイン燃料ノズル１５に対向して設置され、これ
により第二段燃料供給手段１４が構成されている。予混
合ダクト２４の入口には第二段燃料ノズルとしてのメイ
ン燃料ノズル１５が臨んでおり、メイン燃料ノズル１５
から噴射されるメイン燃料と空気流路を通って送られた
圧縮空気とが予混合ダクト２４内で均一に予混合し、ダ
クト出口から第二段燃焼域１１内に噴射するようになっ
ている。ダクト出口には予混合ダクト２４の長手方向に
沿って複数の燃料噴射口２５が開口している。

【００５７】次に、ガスタービン燃焼器１の作用を説明
する。

【００５８】ガスタービン燃焼器１の運転はガスタービ
ン２の運転に応じて制御され、ガスタービン２が着火し
てからガスタービン負荷が０％までは、第一段燃料ノズ
ルとしてのパイロット燃料ノズル１３のパイロット拡散
燃料通路部１９のみにパイロット拡散燃料が供給され
る。そして、パイロット拡散燃料通路部１９のパイロッ
ト拡散燃料噴射口からパイロット拡散燃料が噴射され
る。噴射されたパイロット拡散燃料はパイロット拡散燃
焼用スワーラ２８から旋回して噴出される燃焼空気と反
応して拡散燃焼を行い、第一段燃焼域１０内で安定燃焼
する。

【００５９】ガスタービン負荷が０％負荷から上昇する
に伴い、全燃料流量が増加するので、パイロット拡散燃
料に加えてパイロット予混合燃料を投入する。パイロッ
ト予混合燃料は、燃空比が予混合燃料の燃料稀薄側で可
燃範囲に保たれるように燃料流量が決定される。パイロ
ット予混合燃焼用空気通路部２１に放射状に翼からなる
複数のパイロット予混合燃料噴出部２２を形成し、この
パイロット予混合燃料噴出部２２の軸方向位置に複数の
燃料噴出孔２７を設けて燃料を分散して噴射するように
構成したことにより、予混合ガスの流速が増加し、予混
合燃料の微粒化が促進でき、また予混合燃料と空気とを
より一層均一に混合し、自然着火および逆火防止を図る
ことができる。

【００６０】また、予混合ガスを旋回させることによ
り、安定火炎を形成しているパイロット拡散燃料の流れ
を包み込むように流すことができ、燃焼効率が高く、か
つ安定した予混合燃焼が得られる。したがって、燃焼器
ライナ５の第一段燃焼域１０内で燃焼しても、ＮＯｘは
ほとんど発生しない。

【００６１】さらに、ガスタービン負荷が上昇すると、
燃焼器ライナ５の燃焼室６内で燃焼ガス温度が、第二段
燃料である予混合燃焼用メイン燃料を多量に投入して
も、CO等の未燃焼ガスがほとんど発生しない温度に達す
る。このガスタービン負荷の時点でメイン燃料を投入
し、パイロット拡散燃料を絞り込む。このとき、パイロ
ット拡散燃料は全燃料流量の数％、好ましくは２〜４％
程度、またパイロット予混合燃料は燃空比が予混合ガス
燃料の可燃範囲内で最も燃料稀薄となるように投入す
る。メイン燃料についても、予混合ダクト２４内の予混
合メイン燃料ガスの燃空比がパイロット予混合燃料ガス
と同レベルになるよう投入する。メイン燃料は、全燃料
流量の７０％〜８０％程度投入できるように設定する。

【００６２】そして、メイン燃料の予混合ガスは予混合
ダクト２４からライナ軸中心方向に、かつパイロット拡
散燃料およびパイロット予混合燃料が燃焼する安定な着
火源である第一段燃焼域１０の直後の第二段燃焼域１１
に噴射されるので、高効率で安定的に燃焼する。このと
き、メイン予混合燃料の燃焼からは、殆どＮＯｘが発生
しない。すなわち、ＮＯｘは全燃料流量の数パーセント
の拡散燃焼から発生するのみで、ガスタービン燃焼器１
全体としては、ＮＯｘ発生量が極めて少ない超低ＮＯｘ
運転が可能となる。

【００６３】メイン燃料投入直後のガスタービン負荷か
ら１００％のタービン負荷までの間は、ガスタービン燃
焼器１の出口の燃焼ガス温度が略一定に保たれる。つま
り、トータル燃料とトータル空気量との比が、常に略一
定の安定した運転となる。したがって、トータル燃料に
対するパイロット拡散燃料、パイロット予混合燃料およ
びメイン燃料流量の割合をほぼ一定に保持した安定運転
が行え、広いガスタービン負荷域にわたって超低ＮＯｘ
化を達成することができる。

【００６４】実施例２（図４） 図４は本発明の実施例２によるガスタービン燃焼器１の
断面構成を示している。

【００６５】本実施例では図４に示すように、第一段燃
料供給手段１２のパイロット予混合燃料噴出部２２は、
パイロット予混合燃焼用ノズル１８の外周部を形成する
環状の隔壁２９の外部から突出する突起とし、パイロッ
ト予混合燃料噴出部２２内部に配管３０を介して燃料を
供給する構成となっている。その他の構成は実施例と略
同様であるから、図４の対応部分に実施例１と同一の符
号を付して、その説明を省略する。

【００６６】このような実施例２の構成によっても、パ
イロット予混合燃料噴出部２２としての突起から、パイ
ロット予混合燃焼用空気通路部２１に燃料が分散して噴
射され、これにより予混合ガスの流速増大、燃料微粒化
促進等の効果が奏されるものである。

【００６７】実施例３（図５） 図５は本発明の実施例３によるガスタービン燃焼器１の
断面構成を示している。

【００６８】本実施例では図５に示すように、第一段燃
料供給手段１２のパイロット拡散燃焼用空気通路部２０
とパイロット予混合燃焼用空気通路部２１との間に環状
の燃焼用中間空気通路部３１が設けられている。この燃
焼用中間空気通路部３１は、その外殻壁となるパイロッ
ト予混合燃焼用空気通路部２１との仕切壁部分にあけた
連通口３１ａを介して空気流路９に連通し、コンプレッ
サから吐出された圧縮空気が導入されるようになってい
る。そして、この燃焼用中間空気通路部３１の出口側
（入口側でもよい）に、空気を旋回させるスワーラ３２
が設けられている。なお、本実施例では燃焼器外筒８に
空気流入孔９ａが穿設されている。

【００６９】また、本実施例では第二段燃料供給手段１
４のメイン燃料ノズル１５が、スワーラ３３を縮径形の
先端に有する噴霧用空気導入管３４によって被覆されて
いる。これにより、第二段燃料供給手段１４は、燃料を
アトマイズエア方式またはエアブラスト方式の燃料噴射
部を有する構成となっている。その他の構成は実施例１
と略同様であるから、図５の対応部分に実施例１と同一
の符号を付して、その説明を省略する。

【００７０】 本実施例の構成によると、パイロット拡
散燃焼用空気通路部２０とパイロット予混合燃焼用空気
通路部２１との間に環状の燃焼用中間空気通路部３１を
備え、この燃焼用中間空気通路部３１の入口側（または
出口側）に空気を旋回させるスワーラ３２を備えたこと
により、燃焼効率と保炎性の向上等、燃焼安定性に優れ
た拡散燃焼を実現させることができる。

【００７１】また、第二段燃料供給手段１４において、
燃料をアトマイズエア方式またはエアブラスト方式によ
り噴霧するようにしたので、圧力噴霧方式よりも予混合
ダクト２４内での燃料の微粒化および蒸発の促進が可能
となり、さらに均一混合することにより、低ＮＯｘ化を
図ることができる。

【００７２】実施例４（図６） 図６は本発明の実施例４によるガスタービン燃焼器１の
断面構成を示している。

【００７３】本実施例は、図４に示した実施例２の構成
と図５に示した実施例３の構成とを複合させたものであ
る。即ち、第一段燃料供給手段１２が燃焼用中間空気通
路部３１を有するとともに、第一段燃料供給手段１４が
アトマイズエア方式またはエアブラスト方式の燃料噴射
部としてのメイン燃料ノズル１５を有し、かつ第一段燃
料供給手段１２のパイロット予混合燃料噴出部２２が突
起とされている。

【００７４】このような本実施例の構成によると、前記
実施例２，３と同様の効果が奏される。

【００７５】実施例５（図７） 図７は本発明の実施例５によるガスタービン燃焼器１の
断面構成を示している。

【００７６】本実施例では、図５に示した実施例３の構
成に加えて、燃焼器ライナ５および予混合ダクト２４を
囲む燃焼器外筒８に燃料ドレン排出用の排出口３５が設
けられている。この排出口３５にはホース３６が接続さ
れ、ホース３６は例えば図示しないドレンタンクに導か
れている。

【００７７】このような構成によると、前記実施例３の
効果に加え、例えば着火に失敗したような場合等におい
て、供給された燃料が排出口３５を介して排出されて燃
焼器内に残留しないので、再着火による安全性を向上す
ることができる等の利点が得られる。

【００７８】なお、以上の各実施例ではパイロット予混
合燃料噴出部２２を翼または突起により構成したが、こ
れに限らず、例えばパイロット予混合燃焼用空気通路部
２１の内壁面あるいは外壁面、その他からパイロット予
混合燃料を噴射させる構成としてもよい。

【００７９】

【発明の効果】以上で詳述したように、本発明に係るガ
スタービン燃焼器によれば、第一段燃料供給手段の第一
段燃料ノズルを拡散燃焼用ノズルと予混合燃焼用ノズル
との組合せにより構成し、燃焼効率と燃焼安定性に優れ
た拡散燃焼を実現できるものである。すなわち、燃料稀
薄状態で予混合する予混合部において、上流側から下流
側の燃焼器ライナ入口側で断面積を次第に小さくしたこ
とにより、予混合流が縮流するとともに、パイロット予
混合燃焼用空気通路部に放射状に翼または突起からなる
複数の燃料噴出部を形成し、その燃料噴出部から燃料を
分散して噴射するようにしたことにより、予混合燃料の
微粒化が促進でき、予混合ガスの安定燃焼が図れるとと
もに、自然着火および逆火等の防止を図ることができ
る。しかも、ＮＯｘの発生の多い拡散燃焼の割合が極め
て少ない状態で安定燃焼を確保でき、より一層均一な混
合が得られ、大幅な低ＮＯｘ化が図れ、安定燃焼を確保
しながら拡散燃焼割合を減少させることができるという
優れた効果が奏される。

【００８０】また、拡散燃焼用空気通路部と予混合燃焼
用空気通路部の間に環状の燃焼用中間空気通路部を備
え、該燃焼用空気通路部の入口または出口に空気を旋回
させるスワーラを備えることにより、ＮＯｘの発生の多
い拡散燃焼の割合が極めて少ない状態で保炎性の向上等
安定燃焼を確保して、より一層均一な混合が得られ、大
幅な低ＮＯｘ化が図れ、安定燃焼を確保しながら拡散燃
焼割合を減少させることができる。

【００８１】さらに、第二段燃料供給手段として、燃料
をアトマイズエア方式またはエアブラスト方式により噴
霧することにより、燃料を空気と混合し、燃料の微粒化
を促進することができ、予混合ダクト内での燃料の蒸発
の促進、均一混合等により、一層の低ＮＯｘ化を図るこ
とができる。

【００８２】また、燃焼器ライナおよび予混合ダクトを
取り囲むように設けた燃焼器外筒にドレン用の排出口を
設けたことにより、着火を失敗した時など、燃料が残留
していないため、再着火に対する安全性を向上すること
ができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明に係るガスタービン燃焼器の実施例１を
示すもので、ガスタービンプラントを例示する断面図。

【図２】本発明に係るガスタービン燃焼器の実施例１を
示す断面図。

【図３】前記実施例における第一段燃料ノズルとしての
パイロット予混合燃料噴出部を示す詳細断面図。

【図４】本発明に係るガスタービン燃焼器の実施例２を
示す断面図。

【図５】本発明に係るガスタービン燃焼器の実施例３を
示す断面図。

【図６】本発明に係るガスタービン燃焼器の実施例４を
示す断面図。

【図７】本発明に係るガスタービン燃焼器の実施例５を
示す断面図。

【符号の説明】

１ ガスタービン燃焼器 ５ 燃焼器ライナ ６ 燃焼室 ７ トランジションピース ８ 燃焼器外筒 １０ 第一段燃焼域 １１ 第二段燃焼域 １２ 第一段燃料供給手段 １３ パイロット燃料ノズル １４ 第二段燃料供給手段 １５ メイン燃料ノズル １６ ヘッドプレート １７ パイロット拡散燃焼用ノズル １８ パイロット予混合燃焼用ノズル １９ パイロット拡散燃焼用燃料通路部 ２０ パイロット拡散燃焼用空気通路部 ２１ パイロット予混合燃焼用空気通路部 ２２ パイロット予混合燃料噴出部 ２３ パイロット予混合ヘッダ ２４ 予混合ダクト ２５ 燃料噴射口 ２６ 燃料通路部 ２７ 燃料噴出孔 ２８ パイロット拡散燃焼用スワーラ ３１ 燃焼用中間空気通路部 ３２ 燃焼用中間空気通路部用スワーラ ３４ 噴霧用空気導入管 ３５ 燃料ドレン排出用の排出口

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 平６−18038（ＪＰ，Ａ) 特開 平６−101841（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.⁷，ＤＢ名) F23R 3/28 - 3/38 F02C 7/22 - 9/46

Claims (13)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 燃焼器ライナ内に形成される燃焼室を、
   燃焼器ライナ頭部側の第一段燃焼域と、この第一段燃焼
   域の下流側の第二段燃焼域とに分け、前記第一段燃焼域
   に燃料を供給する第一段燃料供給手段の燃料ノズルを拡
   散燃焼用ノズルと予混合燃焼用ノズルとからなる構成と
   する一方、前記第二段燃焼域に燃料を供給する第二段燃
   料供給手段の燃料ノズルを予混合燃焼用ノズルとして、
   前記第一段燃焼域では拡散燃焼および燃料稀薄状態の予
   混合燃焼を行わせるとともに、前記第二段燃焼域では燃
   料稀薄状態の予混合燃焼を行わせるようにしたガスター
   ビン燃焼器において、前記第一段燃料供給手段の拡散燃
   焼用ノズルを前記燃焼器ライナの中心部に配置するとと
   もに同燃料供給手段の予混合燃焼用ノズルを前記拡散燃
   焼用ノズルの周囲部に配置し、かつその予混合燃焼用ノ
   ズルは、ライナ軸方向に沿う先端側が次第に小径となる
   環状の空気通路部と、この空気通路部の軸方向途中位置
   に周配されて燃料を同通路部内に噴出する複数の燃料噴
   出部とを有し、前記第一段燃料供給手段の予混合燃焼用
   ノズルの燃料噴出部は、環状の空気通路部内に放射状に
   配設された複数の翼または突起と、この翼または突起の
   内部に形成された燃料通路部と、この燃料通路部に連通
   し燃料を前記空気通路部に噴出する燃料噴出孔とを有す
   ることを特徴とするガスタービン燃焼器。
2. 【請求項２】 翼または突起は、環状の空気通路部の内
   周側または外周側の隔壁から突設されている請求項１記
   載のガスタービン燃焼器。
3. 【請求項３】 翼または突起内の燃料供給通路は、環状
   の空気通路部の上流側に設けられた予混合ヘッダに、前
   記空気通路部の内周側または外周側を介して連通してい
   る請求項１または２記載のガスタービン燃焼器。
4. 【請求項４】 第一段燃料供給手段の拡散燃焼用ノズル
   はライナ中心部に設けられた燃料通路部の外周側に環状
   の拡散燃焼用空気通路部を有し、この拡散燃焼用空気通
   路部に空気旋回用のスワーラが設けられている請求項１
   記載のガスタービン燃焼器。
5. 【請求項５】 燃焼器ライナ内に形成される燃焼室を、
   燃焼器ライナ頭部側の第一段燃焼域と、この第一段燃焼
   域の下流側の第二段燃焼域とに分け、前記第一段燃焼域
   に燃料を供給する第一段燃料供給手段の燃料ノズルを拡
   散燃焼用ノズルと予混合燃焼用ノズルとからなる構成と
   する一方、前記第二段燃焼域に燃料を供給する第二段燃
   料供給手段の燃料ノズルを予混合燃焼用ノズルとして、
   前記第一段燃焼域では拡散燃焼および燃料稀薄状態の予
   混合燃焼を行わせるとともに、前記第二段燃焼域では燃
   料稀薄状態の予混合燃焼を行わせるようにしたガスター
   ビン燃焼器において、前記第一段燃料供給手段の拡散燃
   焼用ノズルを前記燃焼器ライナの中心部に配置するとと
   もに同燃料供給手段の予混合燃焼用ノズルを前記拡散燃
   焼用ノズルの周囲部に配置し、かつその予混合燃焼用ノ
   ズルは、ライナ軸方向に沿う先端側が次第に小径となる
   環状の空気通路部と、この空気通路部の軸方向途中位置
   に周配されて燃料を同通路部内に噴出する複数の燃料噴
   出部とを有し、前記第一段燃料供給手段の予混合燃焼用
   ノズルの燃料噴出部は、環状の空気通路部内に放射状に
   配設された複数の翼または突起と、この翼または突起の
   内部に形成された燃料通路部と、この燃料通路部に連通
   し燃料を前記空気通路部に噴出する燃料噴出孔とを有す
   るものとし、さらに前記第一段燃料供給手段の拡散燃焼
   用ノズルと予混合燃焼用ノズルとの間に燃焼用中間空気
   通路部を設けたことを特徴とするガスタービン燃焼器。
6. 【請求項６】 第一段燃料供給手段の拡散燃焼用ノズル
   はライナ中心部に設けられた燃料通路部の外周側に環状
   の拡散燃焼用空気通路部を有し、この拡散燃焼用空気通
   路部に空気旋回用のスワーラが設けられている請求項５
   記載のガスタービン燃焼器。
7. 【請求項７】 第一段燃料供給手段の予混合燃焼用ノズ
   ルの燃料噴出部は、環状の空気通路部内に放射状に配設
   された複数の翼または突起と、この翼または突起の内部
   に形成された燃料通路部と、この燃料通路部に連通し燃
   料を前記空気通路部に噴出する燃料噴出孔とを有する請
   求項６記載のガスタービン燃焼器。
8. 【請求項８】 第一段燃料ノズルの予混合燃焼用空気通
   路部内における前記翼または突起の上流側に、空気旋回
   用のスワーラが設けられている請求項６または７記載の
   ガスタービン燃焼器。
9. 【請求項９】 第一段燃料供給手段の予混合燃焼用ノズ
   ルの燃料供給通路は、その予混合燃焼用ノズルの外殻を
   形成する環状の隔壁にあけた空気導入口を介して外周側
   の空気流路に連通している請求項５から８までに記載の
   ガスタービン燃焼器。
10. 【請求項１０】 第一段燃料供給手段の予混合燃焼用ノ
    ズルの燃料供給通路は、拡散燃焼用ノズルの外周空間を
    形成する環状の拡散燃焼用空気通路部の外隔壁内部に設
    けられている請求項５から９までに記載のガスタービン
    燃焼器。
11. 【請求項１１】 第一段燃料供給手段の燃焼用中間空気
    通路部は、入口側または出口側に空気を旋回させるスワ
    ーラを備えてなる請求項５から１０までに記載のガスタ
    ービン燃焼器。
12. 【請求項１２】 第二段燃料供給手段は、燃料をアトマ
    イズエア方式またはエアブラスト方式の燃料噴射部を有
    する請求項１から１１までに記載のガスタービン燃焼
    器。
13. 【請求項１３】 燃焼器ライナおよび予混合ダクトを囲
    む燃焼器外筒に、燃料ドレン排出用の排出口を設けた請
    求項１から１２までに記載のガスタービン燃焼器。