JP3590594B2

JP3590594B2 - Liquid fuel-fired low NOx combustor for gas turbine engine

Info

Publication number: JP3590594B2
Application number: JP2001127324A
Authority: JP
Inventors: 康司堂浦; 武清木村; 義人鴨頭
Original assignee: Kawasaki Jukogyo KK
Current assignee: Kawasaki Motors Ltd
Priority date: 2001-04-25
Filing date: 2001-04-25
Publication date: 2004-11-17
Anticipated expiration: 2021-04-25
Also published as: JP2002323221A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、予混合室で液体燃料を予め空気と混合させて予混合気を作り、この予混合気を下流の燃焼室で燃焼させるようにしたガスタービンエンジン用の液体燃料焚き低ＮＯ_Ｘ燃焼器に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
近年、ガスタービンエンジンにおいては、排ガス組成に関して厳しい環境基準が設けられており、特にＮＯ_Ｘ（窒素酸化物）の排出量の低減が望まれている。この低ＮＯ_Ｘ化の手段として、燃焼室内に水や蒸気を噴射して燃焼火炎温度を低下させる方法が一般的に採用されてきたが、この方法では、エンジン熱効率の低下、悪い水質によるタービンなどの腐食に伴うエンジン寿命の低下、さらには水質を良くするための前処理に要する設備および維持管理費の高騰などの種々の欠点があった。このような水や蒸気を用いないでＮＯ_Ｘを低減する方法として、予蒸発・希薄予混合燃焼方式が有効であることがよく知られている。
【０００３】
図４は、上述の予蒸発・希薄予混合燃焼方式を採用した従来の予混合型燃焼器の一例を示す縦断面図である（例えば特開平９−３０３７７６号公報参照）。この燃焼器５０では、その中心軸上に配置されたパイロットノズル５１からパイロット液体燃料ＰＦを噴射し、その周囲から燃焼用空気ＣＡを供給して燃焼させる。他方、前記パイロットノズル５１の外周には、環状の予混合室５２が形成されており、その上流の環状通路内にラジアル・スワーラ５３が装着されている。このスワーラ５３を通って旋回を付与されながら予混合室５２内に供給される空気流ＣＡ中に、低ＮＯ_Ｘ化に適した一定の空燃比（燃料と空気の混合比）となるようにメインノズル５４からメイン液体燃料ＭＦを噴射することにより、液体燃料ＭＦの蒸発・混合を行ったのち、この予混合気を燃焼室Ｃ内に供給して、前記パイロットノズル５１から噴射したパイロット液体燃料ＰＦによる燃焼炎によって燃焼させる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
前記予混合型燃焼器５０では、液体燃料ＭＦの液滴を十分に蒸発させることで空気ＣＡと均一に混合させることが、低ＮＯ_Ｘ化を達成するための重要なポイントとなる。しかしながら、前記構成とした予混合型燃焼器では、液体燃料ＭＦと空気ＣＡとの混合過程において、メインノズル５４から予混合室５２内に噴射された液体燃料ＭＦが、蒸発が完了する前に予混合室５２の壁面５２ａに衝突してそのまま付着し、壁面５２ａに液膜５７を形成してしまう。このような液膜５７が形成されるのは、液体燃料ＭＦが微粒化するために一定の噴射角度に拡げてメインノズル５４から噴射されるために、その噴射された液体燃料ＭＦ中に蒸発するまでに時間を要する比較的大きな粒の液滴が存在すると、この液滴が、蒸発する以前に空気の旋回流による遠心力によって壁面５２ａに衝突してしまうからである。
【０００５】
前記液膜５７となった液体燃料ＭＦは、予蒸発されないことから、空気ＣＡと十分に混合されない状態で燃焼室Ｃ内の燃焼領域に向け流出してしまい、予混合室５２の出口で拡散火炎として燃焼する。このように、前記燃焼器５０では、液体燃料ＭＦの全てを完全に予蒸発させることができないので、液体燃料ＭＦと空気ＣＡとの均一な混合が行われず、その結果、ＮＯ_Ｘの発生量を十分に抑制することができない。
【０００６】
本発明は、上記従来の課題に鑑みてなされたもので、液体燃料の全てを確実に蒸発させて空気と均一に混合させることにより、所要の空燃比の予混合気を作ることができるガスタービンエンジン用の液体燃料焚き低ＮＯ_Ｘ燃焼器を提供することを目的とするものである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するために、本発明の構成に係るガスタービンエンジン用の液体燃料焚き低ＮＯ_X燃焼器は、燃焼領域の上流側に形成されて、液体燃料と空気とを混合させて予混合気を作る予混合室と、前記予混合室に前記液体燃料を噴射する燃料噴射装置と、前記予混合室に前記空気を予混合室の軸心回りに旋回させながら導入して前記液体燃料と混合させる第１の空気入口と、前記第１の空気入口の下流側で前記予混合室の外周壁に形成されて、予混合室に空気を導入する環状の第２の空気入口とが設けられ、前記燃料噴射装置が、前記予混合室内に出口を持ち、噴射角度を制限して予混合室の周壁に当たる液体燃料の量を抑制する噴射チューブと、この噴射チューブ内にその入口から前記液体燃料を噴射する燃料噴射弁とを有している。
【０００８】
この構成によれば、燃料噴射装置から予混合室に噴射された液体燃料は、予混合室内に流入した時点で、第１の空気入口から予混合室の軸心回りに旋回しながら予混合室に導入された空気により微粒化されて、その大部分が蒸発して空気と混合し、予混合気となる。この予混合気中に含まれている未蒸発の燃料液滴は旋回流の空気による遠心力によって予混合室の外周壁に向かって流動するが、その外周壁の内面に衝突する前に第２の空気入口から予混合室に導入された空気によって予混合室の中央部分に吹き戻されたのち、上流側からの予混合気および第２の空気入口からの空気と混合されて、その全てが蒸発する。これにより、予混合室内に流入した液体燃料は、その全てが完全に蒸発した状態で空気と均一に混合して、ＮＯ_Ｘの低減に適した所要の空燃比の希釈予混合気となって燃焼室に送られるから、ＮＯ_Ｘの発生を大幅に低減することができる。
【０００９】
本発明の好ましい実施形態では、前記予混合室に入る空気の６０〜８０％が前記第１の空気入口から導入され、残部が前記第２の空気入口から導入されるように設定されている。この構成によれば、予混合室内に噴射される液体燃料は、上流側の第１の空気入口から入る６０％以上の空気と十分に混合して確実に微粒化した予混合気とすることができ、この予混合気中に残存する燃料液滴は、下流側の第２の空気入口から予混合室に入る２０〜４０％の空気によって、外周壁の内面（予混合室壁面）に付着することなく、液体燃料の全てを蒸発させることができる。
【００１０】
本発明の他の好ましい実施形態では、前記第１および第２の空気入口に空気を旋回させるスワーラが設けられ、前記第１の空気入口のスワーラによる旋回力の方が前記第２のスワーラの旋回力よりも強く設定されている。この構成によれば、第１の空気入口のスワーラからの強い旋回流の空気により液体燃料を短時間で蒸発させて空気と十分混合することができる。他方、下流側の第２の空気入口のスワーラの旋回力を弱くすることで、燃焼ガスの燃焼領域に入る旋回流の旋回強度を適正にすることにより、燃焼領域の火炎を安定化できる。
【００１１】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の好ましい実施の形態について図面を参照しながら説明する。図１は本発明の液体燃料焚き低ＮＯ_Ｘ燃焼器が適用されるガスタービンエンジンを示した概略構成図である。このガスタービンエンジンは、圧縮機１、燃焼器２およびタービン３を主構成要素としている。燃焼器２は、圧縮機１から供給される圧縮空気に燃料を供給して燃焼させ、それにより発生する高温高圧の燃焼ガスをタービン３に供給する。圧縮機１は回転軸５を介してタービン３に連結されて、このタービン３によって駆動される。前記タービン３は減速機４を介して発電機のような負荷７を回転駆動する。燃焼器２には、燃料ポンプ８から送給される液体燃料が、燃料制御装置９を介して供給される。液体燃料としては主に灯油または軽油が用いられる。
【００１２】
図２は、本発明の第１実施形態に係る液体燃料焚き低ＮＯ_Ｘ燃焼器２の要部を示す縦断面図である。この燃焼器２は、燃焼室Ｃを形成する内筒１０と、この内筒１０の外周を覆うハウジング１１とを有し、内筒１０とハウジング１１との間に空気通路１２が形成されている。図１の圧縮機１から供給された燃焼用の圧縮空気ＣＡが前記空気通路１２を燃焼器２の先端側に向かって流れたのちに、内筒１０内で燃焼ガスＧとなって燃焼器２の基端側に向かって流れ、図示しないトランジション・ダクトを通って図１のタービン３に導入される。
【００１３】
図２の燃焼器２の頂部中心部には、パイロット液体燃料ＰＦを噴射するパイロットノズル１３が設けられ、このパイロットノズル１３の外周にパイロット空気通路１４が設けられている。パイロット空気通路１４の外周には環状の予混合室１７が配設されており、この予混合室１７は、前記内筒１０の径方向外方に向いて前記空気通路１２の空気導入口２２に臨む第１の空気入口１８と、この第１の空気入口１８の下流側でこれと同様に内筒１０の径方向外方に向き、かつ圧縮空気ＣＡを径方向内方に流入させる第２の空気入口１９とを有している。
【００１４】
前記両空気入口１８，１９は、共に、予混合室１７と同心の環状形状になっているとともに、第１および第２のスワーラ２０，２１がそれぞれ装着されている。したがって、両空気入口１８，１９は、各々に備えた第１および第２のラジアルスワーラ２０，２１により、空気通路１２から空気導入口２２を介して流入する燃焼用空気ＣＡを予混合室１７の軸心回りに旋回させながら予混合室１７内に、予混合室１７の径方向内方へ向かって、軸心方向から見て斜めに導入する。前記第１の空気入口１８は、後述する燃料噴射装置２４の燃料噴射弁２８から予混合室１７内に噴射されるメイン液体燃料ＭＦに対し、第１のスワーラ２０で旋回流を付与した空気ＣＡを混合させるよう導入できる位置に配設されている。第２の空気入口１９は、第１の空気入口１８からの流入空気ＣＡと液体燃料ＭＦとを混合した予混合気の旋回領域に臨むように予混合室１７の外周壁１７ｂに設けられており、その外周壁１７ｂにおける配設箇所は、前記予混合気中に含まれる液体燃料ＭＦの未蒸発の燃料液滴が旋回流による遠心力で外周壁１７ｂに衝突することが予測される位置に設定されている。
【００１５】
また、予混合室１７に入る空気ＣＡの６０〜８０％は第１の空気入口１８から導入され、残りの空気ＣＡが第２の空気入口１９から導入されるように設定されている。さらに、第１の空気入口１８の第１のスワーラ２０による空気ＣＡの旋回力は第２の空気入口１９の第２のスワーラ２１による旋回力よりも強く設定されている。ここで、旋回力は、空気ＣＡに旋回成分を付与する能力であり、旋回力の強い方が、スワーラ下流における空気流の速度の周方向成分が大きくなる。前記旋回力はスワーラ２０，２１の羽根の角度によって適宜設定される。予混合室１７の出口２３は、内筒１０の軸方向、つまり、燃焼器２の軸方向に向いており、したがって、予混合室１７は軸心を含む縦断面でＦ字形を呈している。
【００１６】
予混合室１７の頂部における前記第１のスワーラ２０の下流側には、予混合室１７内に予混合用のメイン液体燃料ＭＦを噴射する複数の燃料噴射装置２４が周方向に等間隔の配置で設けられている。この燃料噴射装置２４は、予混合室１７内に出口２７ｂを持つ噴射チューブ２７と、この噴射チューブ２７内にその入口２７ａからメイン液体燃料ＭＦを噴射する燃料噴射弁２８とにより構成されている。
【００１７】
前記燃料噴射弁２８は、噴射チューブ２７の入口２７ａから若干離れて、入口２７ａとの間に隙間２９を有する配置で設けられており、この隙間２９から空気ＣＡが噴射チューブ２７内に流入するようになっている。また、噴射チューブ２７は、これの出口２７ｂを予混合室１７内に突出させた配置で設けられているが、この噴射チューブ２７の予混合室１７内への突出量ｄは、第１のスワーラ２０の通路幅（軸方向幅）Ｗの１／５以上で、且つ１／２以下に設定されている。前記パイロットノズル１３からは始動時のみ又は始動時を含む通常運転時の全てにわたってパイロット液体燃料ＰＦが噴射され、前記各燃料噴射弁２８からは通常運転時のみ液体燃料ＭＦが噴射されるが、これら液体燃料ＰＦ，ＭＦの噴射量などの制御は図１の燃料制御装置９によって行われる。
【００１８】
つぎに、この第１実施形態の動作を説明する。図１の圧縮機１から供給される燃焼用の圧縮空気ＣＡは、図２の空気通路１２を経て、その一部が内筒１０の周壁に設けられた燃焼用および希釈用の空気孔（図示せず）から燃焼室Ｃ内に流入し、他の一部がパイロット空気通路１４を経て燃焼室Ｃ内へ入り、残りが第１および第２のスワーラ２０，２１をそれぞれ経て予混合室１７内へ流入する。パイロットノズル１３から燃焼室Ｃ内に噴射されたパイロット液体燃料ＰＦが燃焼して拡散燃焼領域Ｓ１が形成される。
【００１９】
他方、メイン燃料噴射弁２８からは、メイン液体燃料ＭＦが、微粒化を促進するために比較的大きな噴射角度の範囲内で噴射チューブ２７の内方に噴射され、この噴射チューブ２７を通って予混合室１７内に向け噴射される。このとき、噴射チューブ２７には、これの内部に噴射された液体燃料ＭＦによって生じる負圧で空気ＣＡが燃料噴射弁２８との隙間２９から流入し、この流入した空気ＣＡは液体燃料ＭＦに対しこれの周囲を包み込んで拡がりを制限する。そのため、液体燃料ＭＦは、小さな噴射角度に狭められて噴射チューブ２７の出口２７ｂから予混合室１７内に噴出されるので、予混合室１７の外周壁１７ｂおよび内周壁に向けて噴射される量が、図４のタイプの燃焼器に比較して少なくなる。
【００２０】
また、液体燃料ＭＦのうちの大きな噴射角度で噴射チューブ２７内に入った液滴は噴射チューブ２７の内壁面に衝突して液膜を形成するが、この液膜は、噴射チューブ２７の内壁に沿いながら流れて噴射チューブ２７の出口２７ｂから流出した時点で、第１のスワーラ２０によって旋回流を付与されながら高速で流動する空気ＣＡ１が吹き付けられることにより、微粒化される。すなわち、噴射チューブ２７の予混合室１７内への突出量ｄは、上述したように第１のスワーラ２０の通路幅Ｗの１／５以上で、且つ１／２以下に設定されているから、前記液膜は、噴射チューブ２７の出口２７ｂから出た時点で高速旋回流に臨むことになるので、空気ＣＡ１が強く吹き付けられることによって効果的に霧化される。
【００２１】
噴射チューブ２７の前記突出量ｄを１／５以下に設定した場合、出口２７ｂが予混合室１７の頂部の内壁面１７ａに近づくために、噴射チューブ２７の出口２７ｂにおいて液体燃料ＭＦに吹き付けられる空気ＣＡ１の流速が小さくなってしまい、一方、突出量ｄを１／２以上に設定した場合、空気ＣＡ１が噴射チューブ２７に当たって流速低下が生じるとともに、噴射チューブ２７の出口２７ｂから流出した液体燃料ＭＦに空気ＣＡ１が十分当たらなくなる。そのため、何れの場合にも液体燃料ＭＦを霧化させる効果が小さくなる。
【００２２】
噴射チューブ２７の出口２７ｂから流出した液膜による液滴および液体燃料ＭＦは、予混合室１７内に流入した時点で第１のスワーラ２０からの高速旋回流の空気ＣＡ１によって微粒化される。したがって、予混合室１７内に流入した液体燃料ＭＦおよび液滴は、その大部分が蒸発して空気ＣＡ１と混合し、予混合気となる。しかしながら、この予混合気中に未蒸発の小さな粒の燃料液滴が残存している場合がある。
【００２３】
前記予混合気中に残存している燃料液滴は、第１のスワーラ２０を通った高速旋回流の空気ＣＡ１による遠心力によって予混合室１７の外周壁１７ｂに向かって流動するが、その外周壁１７ｂにおける燃料液滴の衝突が予測される箇所には第２のスワーラ２１から空気が導入される。そのため、前記燃料液滴は、予混合室１７の外周壁１７ｂの内面に衝突する前に第２のスワーラ２１からの旋回流の空気ＣＡ２によって予混合室１７の中心部分に吹き戻されたのち、上流側からの前記予混合気および第２のスワーラ２１からの旋回流の空気ＣＡ２と均一に混合されて、ＮＯ_Ｘの低減に適した所定の空燃比の希釈予混合気となって燃焼室Ｃに送られ、拡散燃焼領域Ｓ１の燃焼炎によって燃焼し、拡散燃焼領域Ｓ１の外側から下流側にかけて拡がる希薄予混合燃焼領域Ｓ２を形成する。したがって、この燃焼器２はＮＯ_Ｘを効果的に低減することができる。
【００２４】
また、この燃焼器２では、上述したように予混合室１７に入る空気ＣＡの６０〜８０％が上流側の第１の空気入口１８から導入され、残部が下流側の第２の空気入口１９から導入されるように設定されている。第１の空気入口１８から入る空気が６０％未満では、液体燃料ＭＦの蒸発および混合が不十分となる。第１の空気入口１８から入る空気が８０％を越えると、第２の空気入口１９から流入する空気ＣＡが不足して予混合気中に残存する燃料液滴が外周壁１７ｂの内面に付着することを防止できない。
【００２５】
さらに、前記燃焼器２では、上述したように第１のスワーラ２０による空気の旋回力を第２のスワーラ２１の旋回力よりも強く設定しているので、第１のスワーラ２０からの強い高速旋回流の空気ＣＡ１により液体燃料ＭＦが短時間で空気ＣＡ１と十分混合することができる。混合気が強い旋回流のままで予混合室１７から内筒１０内に入ると、遠心力が大きいために、内筒１０の周壁に向かって矢印Ｊで示すように流れる。その結果、拡散燃焼領域Ｓ１の圧力が下がって、拡散燃焼領域Ｓ１への戻りＫが強くなる。そこで、下流側の第２のスワーラ２１の旋回力を第１のスワーラ２０よりも弱くしておくことにより、内筒１０内に入る混合気の旋回を適正にして、燃焼ガスＧの拡散燃焼領域Ｓ１への戻り速度を小さくし、これによって、拡散燃焼領域Ｓ１の頭部、つまりパイロットノズル１３の先端部の焼損を防止できるとともに、拡散燃焼領域Ｓ１の火炎を安定化できる。
【００２６】
なお、前記実施形態では、第２の空気入口１９から予混合室１７に流入する空気ＣＡ２に第２のスワーラ２１で旋回を付与する場合を例示して説明したが、上述の説明から明らかなように、第２の空気入口１９から予混合室１７内に流入する空気ＣＡ２は、第１の空気入口１８からの高速旋回流の空気ＣＡ１により生成された予混合気中になおも残存する燃料液滴を予混合室１７の外周壁１７ｂへの衝突を防止するものであるから、特に旋回は要件でなく、第２のスワーラ２１を割愛してもよい。
【００２７】
図３は、本発明の第２実施形態に係る液体燃料焚き低ＮＯ_Ｘ燃焼器２Ａの要部を示す縦断面図であり、同図において、図２と同一若しくは相当するものには同一の符号を付して、詳しい説明を省略する。この燃焼器２Ａでは、予混合室１７が、上端部に第１の空気入口１８を有する傾斜した環状である。第２の空気入口１９は、第１の空気入口１８からの流入空気ＣＡ１と液体燃料ＭＦとの予混合気の旋回領域に臨む位置において、予混合室１７の軸心に対し小さな交差角度で予混合室１７の出口２３に向いた配置で予混合室１７の外周壁１７ｂに設けられており、その外周壁１７ｂにおける配設箇所は、予混合室１７に流入した液体燃料ＭＦが衝突しようとする位置に設定されている。前記両空気入口１８，１９には、第１および第２のスワーラ３０，３１が設けられている。
【００２８】
また、燃料噴射弁２８と共に燃料噴射装置２４を構成する噴射チューブ３２は、予混合室１７に対しこれの空気流に対して小さな交差角度で液体燃料ＭＦを噴射できる相対位置に配置して設けられている。噴射チューブ３２の入口３２ａと燃料噴射弁２８との間に隙間２９が設けられているのは、第１実施形態と同様であるが、第１のスワーラ３０の通路幅Ｗに対し、第１実施形態と同様の突出量ｄに設定して予混合室１７内に突出された噴射チューブ３２の出口３２ｂは、予混合室１７内の空気流ＣＡ１との交差角度が小さくなるように斜めにカットされた形状になっている。前記突出量ｄは、出口３２ｂの最大突出量である。
【００２９】
この燃焼器２Ａでは、燃料噴射弁２８から噴射されて予混合室１７内に流入した液体燃料ＭＦは、第１のスワーラ３０を通過して旋回流を付与された空気ＣＡ１と混合される。そののち、その予混合気中になおも残存する未蒸発の燃料液滴は、第２のスワーラ３１を通過して旋回流を付与された空気ＣＡ２によって、外周壁１７ｂの内面に付着することなく、燃焼室Ｃ内に流入する。
【００３０】
なお、本発明は、図４に示したタイプの予混合型燃焼器にも適用することができる。すなわち、図４の予混合室５２の外壁面５２におけるメインノズル５４から予混合室５２内に流入したメイン液体燃料ＭＦが衝突しようとする箇所Ｐに、予混合室５２内に空気を導入する環状の第２の空気入口を設ければ、前記第１実施形態と同様の効果を得ることができる。
【００３１】
また、本発明はマルチバーナタイプの燃焼器にも適用することができる。すなわち、燃焼器の頭部における中心部に設けられたパイロットバーナーの周囲に、前記実施形態で示した燃料噴射装置２４と第１および第２の空気入口１８，１９とを備えた予混合室１７を、パイロットバーナと同心状に複数（例えば４〜８個）配設すれば、前記実施形態と同様の効果を得ることができる。
【００３２】
【発明の効果】
以上のように、本発明のガスタービンエンジン用の液体燃料焚き低ＮＯ_Ｘ燃焼器によれば、予混合室内に流入した液体燃料は、その全てが確実に空気と混合し、ＮＯ_Ｘの低減に適した所要の空燃比の予混合気となって燃焼室に送られるから、ＮＯ_Ｘを効果的に低減することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の液体燃料焚き低ＮＯ_Ｘ燃焼器が適用されるガスタージンエンジンを示した概略構成図である。
【図２】本発明の第１実施形態に係る液体燃料焚き低ＮＯ_Ｘ燃焼器の要部を示す縦断面図である。
【図３】本発明の第２実施形態に係る液体燃料焚き低ＮＯ_Ｘ燃焼器の要部を示す縦断面図である。
【図４】従来の予混合型燃焼器の構成を示す縦断面図である。
【符号の説明】
２，２Ａ…燃焼器、１７…予混合室、１７ｂ…外周壁、１８…第１の空気入口、１９…第２の空気入口、２０，２１，３０，３１…スワーラ、２４…燃料噴射装置、ＣＡ，ＣＡ１，ＣＡ２…空気、ＭＦ…液体燃料、Ｓ１，Ｓ２…燃焼領域。[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention is previously mixed with air of liquid fuel in the premixing chamber makes a premixed gas, the premixture the burning liquid fuel for a gas turbine engine so as to burn at the downstream of the combustion chamber low NO _X combustion It is about a vessel.
[0002]
[Prior art]
In recent years, in gas turbine engines, strict environmental standards have been set for exhaust gas compositions, and in particular, reduction of NO _x (nitrogen oxide) emissions has been desired. As a means of the low NO _X reduction, a method of reducing the combustion flame temperature by injecting water or steam into the combustion chamber has been generally adopted, in this way, reduction in the engine thermal efficiency, a turbine by poor water quality such as There are various drawbacks, such as a decrease in engine life due to the corrosion of water, and an increase in equipment required for pretreatment for improving water quality and maintenance costs. It is well known that a pre-evaporation / lean premix combustion method is effective as a method of reducing NO _X without using water or steam.
[0003]
FIG. 4 is a longitudinal sectional view showing an example of a conventional premixed combustor employing the above-mentioned pre-evaporation / lean premixed combustion system (for example, see Japanese Patent Application Laid-Open No. 9-303776). In the combustor 50, pilot liquid fuel PF is injected from a pilot nozzle 51 disposed on the center axis thereof, and combustion air CA is supplied from the periphery thereof to burn. On the other hand, an annular premixing chamber 52 is formed on the outer periphery of the pilot nozzle 51, and a radial swirler 53 is mounted in an upstream annular passage. While this swirler 53 is imparting swirl through the air stream CA is supplied to the premixing chamber 52, the main as a constant air-fuel ratio suitable for low NO _X reduction (mixture ratio of fuel and air) After evaporating and mixing the liquid fuel MF by injecting the main liquid fuel MF from the nozzle 54, the premixed gas is supplied into the combustion chamber C, and the pilot liquid fuel PF injected from the pilot nozzle 51 is injected. Combustion by the combustion flame.
[0004]
[Problems to be solved by the invention]
In the premixed type combustor 50, thereby uniformly mixed with air CA by sufficiently evaporate the droplets of liquid fuel MF is an important point for achieving low NO _X reduction. However, in the premixed combustor having the above-described configuration, in the process of mixing the liquid fuel MF and the air CA, the liquid fuel MF injected into the premixing chamber 52 from the main nozzle 54 is premixed before the evaporation is completed. It collides with the wall surface 52a of the mixing chamber 52 and adheres as it is, forming a liquid film 57 on the wall surface 52a. Such a liquid film 57 is formed because the liquid fuel MF is sprayed from the main nozzle 54 after being spread at a predetermined injection angle in order to atomize the liquid fuel MF, and thus evaporates in the injected liquid fuel MF. This is because if there are relatively large droplets that require a long time, the droplets will collide with the wall surface 52a due to the centrifugal force of the swirling air flow before evaporating.
[0005]
Since the liquid fuel MF that has become the liquid film 57 is not pre-evaporated, the liquid fuel MF flows out toward the combustion region in the combustion chamber C without being sufficiently mixed with the air CA. Burn as. As described above, in the combustor 50, all of the liquid fuel MF cannot be completely pre-evaporated, so that uniform mixing of the liquid fuel MF and the air CA is not performed. As a result, the amount of generated NO _X is reduced. It cannot be suppressed sufficiently.
[0006]
The present invention has been made in view of the above-mentioned conventional problems, and a gas turbine capable of producing a premixed air having a required air-fuel ratio by reliably evaporating all liquid fuel and uniformly mixing the same with air. it is an object to provide a liquid fuel-burning low NO _X combustor for the engine.
[0007]
[Means for Solving the Problems]
To achieve the above object, the liquid fuel-burning low NO _X combustor for a gas turbine engine according to the configuration of the present invention is formed on the upstream side of the combustion region, by mixing the liquid fuel and air premixing A pre-mixing chamber for producing air, a fuel injection device for injecting the liquid fuel into the pre-mixing chamber, and introducing the air into the pre-mixing chamber while swirling around the axis of the pre-mixing chamber. A first air inlet to be mixed and an annular second air inlet formed on the outer peripheral wall of the premixing chamber downstream of the first air inlet and for introducing air into the premixing chamber are provided. An injection tube, wherein the fuel injection device has an outlet in the premixing chamber and restricts an injection angle to suppress an amount of liquid fuel impinging on a peripheral wall of the premixing chamber; and a fuel injection valve for injecting
[0008]
According to this configuration, when the liquid fuel injected from the fuel injection device into the premixing chamber flows into the premixing chamber, the liquid fuel swirls around the axis of the premixing chamber from the first air inlet. Is atomized by the air introduced into the air, and most of the air is evaporated and mixed with the air to become a premixed air. The unevaporated fuel droplets contained in the premixed gas flow toward the outer peripheral wall of the premixing chamber due to the centrifugal force of the swirling air, but before colliding with the inner surface of the outer peripheral wall, the second After being blown back to the central part of the premixing chamber by the air introduced into the premixing chamber from the air inlet of the premixing chamber, it is mixed with the premixed air from the upstream side and the air from the second air inlet, and all of them are mixed. Evaporate. Thus, the liquid fuel which has flowed into the premix chamber, all is uniformly mixed with air in a state of complete evaporation, combustion becomes diluted premixed gas of the required air-fuel ratio suitable for the reduction of the NO _X Since it is sent to the chamber, the generation of NO _X can be greatly reduced.
[0009]
In a preferred embodiment of the invention, it is arranged that 60-80% of the air entering the premixing chamber is introduced from the first air inlet and the remainder is introduced from the second air inlet. According to this configuration, the liquid fuel injected into the premixing chamber can be sufficiently mixed with 60% or more of the air entering from the first air inlet on the upstream side to form a premixed gas which is surely atomized. The fuel droplets remaining in the premixed gas adhere to the inner surface (wall surface of the premixing chamber) of the outer peripheral wall by 20 to 40% of the air entering the premixing chamber from the downstream second air inlet. Without this, all of the liquid fuel can be evaporated.
[0010]
In another preferred embodiment of the present invention, a swirler for swirling air is provided at the first and second air inlets, and the swirling force of the swirler at the first air inlet is greater than the swirling force of the second swirler. It is set stronger than the force. According to this configuration, the liquid fuel can be evaporated in a short time by the strong swirling air from the swirler at the first air inlet and sufficiently mixed with the air. On the other hand, by weakening the swirling force of the swirler at the downstream second air inlet, the swirling strength of the swirling flow of the combustion gas entering the combustion region can be stabilized, so that the flame in the combustion region can be stabilized.
[0011]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings. FIG. 1 is a schematic configuration diagram showing a gas turbine engine to which the liquid fuel-fired low NO _X combustor of the present invention is applied. This gas turbine engine has a compressor 1, a combustor 2, and a turbine 3 as main components. The combustor 2 supplies fuel to the compressed air supplied from the compressor 1 to burn it, and supplies high-temperature and high-pressure combustion gas generated thereby to the turbine 3. The compressor 1 is connected to a turbine 3 via a rotating shaft 5 and is driven by the turbine 3. The turbine 3 rotationally drives a load 7 such as a generator via a speed reducer 4. Liquid fuel supplied from a fuel pump 8 is supplied to the combustor 2 via a fuel control device 9. Kerosene or light oil is mainly used as the liquid fuel.
[0012]
FIG. 2 is a longitudinal sectional view showing a main part of the liquid fuel-fired low NO _X combustor 2 according to the first embodiment of the present invention. The combustor 2 has an inner cylinder 10 that forms a combustion chamber C, and a housing 11 that covers the outer periphery of the inner cylinder 10. An air passage 12 is formed between the inner cylinder 10 and the housing 11. . After the compressed air CA for combustion supplied from the compressor 1 of FIG. 1 flows through the air passage 12 toward the front end side of the combustor 2, it becomes a combustion gas G in the inner cylinder 10 and becomes a combustion gas G. And flows into a turbine 3 in FIG. 1 through a transition duct (not shown).
[0013]
A pilot nozzle 13 for injecting pilot liquid fuel PF is provided at the center of the top of the combustor 2 in FIG. 2, and a pilot air passage 14 is provided on the outer periphery of the pilot nozzle 13. An annular premixing chamber 17 is provided on the outer periphery of the pilot air passage 14, and the premixing chamber 17 is disposed radially outward of the inner cylinder 10 at an air inlet 22 of the air passage 12. A first air inlet 18 facing the second air inlet, and a second air outlet downstream of the first air inlet 18 which is similarly directed radially outward of the inner cylinder 10 and flows compressed air CA radially inward. And an air inlet 19.
[0014]
Both the air inlets 18 and 19 have an annular shape concentric with the premixing chamber 17, and are provided with first and second swirlers 20 and 21, respectively. Therefore, the air inlets 18 and 19 are supplied to the premix chamber 17 by the first and second radial swirlers 20 and 21 provided therein, respectively, for the combustion air CA flowing from the air passage 12 through the air inlet 22. While being swung around the axis, the premixing chamber 17 is introduced into the premixing chamber 17 obliquely inward in the radial direction of the premixing chamber 17 when viewed from the axial direction. The first air inlet 18 is provided with a first swirler 20 for applying a swirl flow to a main liquid fuel MF injected into a premixing chamber 17 from a fuel injection valve 28 of a fuel injection device 24 described later. Is arranged at a position where it can be introduced so as to be mixed. The second air inlet 19 is provided on the outer peripheral wall 17b of the premixing chamber 17 so as to face a swirling region of a premixed air in which the air CA from the first air inlet 18 and the liquid fuel MF are mixed. The location on the outer peripheral wall 17b is set at a position where it is predicted that the unevaporated fuel droplets of the liquid fuel MF contained in the premixed gas will collide with the outer peripheral wall 17b due to the centrifugal force due to the swirling flow. Have been.
[0015]
Further, it is set that 60 to 80% of the air CA entering the premixing chamber 17 is introduced from the first air inlet 18 and the remaining air CA is introduced from the second air inlet 19. Further, the swirling force of the air CA by the first swirler 20 at the first air inlet 18 is set to be stronger than the swirling force by the second swirler 21 at the second air inlet 19. Here, the turning force is the ability to impart a turning component to the air CA, and the stronger the turning force, the greater the circumferential component of the velocity of the airflow downstream of the swirler. The turning force is appropriately set according to the angles of the blades of the swirlers 20 and 21. The outlet 23 of the premixing chamber 17 is oriented in the axial direction of the inner cylinder 10, that is, in the axial direction of the combustor 2, so that the premixing chamber 17 has an F-shape in a longitudinal section including the axis.
[0016]
Downstream of the first swirler 20 at the top of the premixing chamber 17, a plurality of fuel injection devices 24 for injecting the main liquid fuel MF for premixing into the premixing chamber 17 are arranged at equal intervals in the circumferential direction. It is provided in. The fuel injection device 24 includes an injection tube 27 having an outlet 27b in the premixing chamber 17, and a fuel injection valve 28 for injecting the main liquid fuel MF into the injection tube 27 from the inlet 27a.
[0017]
The fuel injection valve 28 is provided at a position slightly apart from the inlet 27a of the injection tube 27 and has a gap 29 between the fuel injection valve 28 and the inlet 27a, so that the air CA flows into the injection tube 27 from the gap 29. It has become. The injection tube 27 is provided in such a manner that its outlet 27b projects into the premixing chamber 17, and the amount of projection d of the injection tube 27 into the premixing chamber 17 is equal to the first swirler. The width is set to be 1/5 or more and 1/2 or less of the passage width (axial width) W of No. 20. The pilot nozzle 13 injects the pilot liquid fuel PF only at the time of start-up or during the entire normal operation including the start-up time, and the liquid fuel MF is injected from each of the fuel injection valves 28 only at the time of normal operation. The control of the injection amount of the liquid fuels PF and MF is performed by the fuel control device 9 shown in FIG.
[0018]
Next, the operation of the first embodiment will be described. Combustion compressed air CA supplied from the compressor 1 of FIG. 1 passes through the air passage 12 of FIG. 2 and a part of the combustion air and the dilution air hole provided on the peripheral wall of the inner cylinder 10 (see FIG. 2). (Not shown) into the combustion chamber C, the other part enters the combustion chamber C via the pilot air passage 14 and the rest passes through the first and second swirlers 20 and 21 into the premixing chamber 17. Flows into The pilot liquid fuel PF injected from the pilot nozzle 13 into the combustion chamber C burns to form a diffusion combustion region S1.
[0019]
On the other hand, from the main fuel injection valve 28, the main liquid fuel MF is injected into the injection tube 27 within a relatively large injection angle range in order to promote atomization. It is injected into the mixing chamber 17. At this time, the air CA flows into the injection tube 27 from the gap 29 with the fuel injection valve 28 due to the negative pressure generated by the liquid fuel MF injected into the injection tube 27, and the air CA flows into the injection tube 27 with respect to the liquid fuel MF. It wraps around it and limits its spread. Therefore, the liquid fuel MF is narrowed to a small injection angle and is injected into the premixing chamber 17 from the outlet 27b of the injection tube 27, so that the amount of the liquid fuel MF injected toward the outer peripheral wall 17b and the inner peripheral wall of the premixing chamber 17 is increased. , But less compared to the type of combustor of FIG.
[0020]
In addition, the droplet of the liquid fuel MF that enters the injection tube 27 at a large injection angle collides with the inner wall surface of the injection tube 27 to form a liquid film. At the time when the air CA1 flows along the outlet and flows out of the outlet 27b of the injection tube 27, the air CA1 flowing at a high speed while being given a swirling flow by the first swirler 20 is blown, thereby being atomized. That is, as described above, the projecting amount d of the injection tube 27 into the premixing chamber 17 is set to １／ or more and 以下 or less of the passage width W of the first swirler 20 as described above. When the liquid film comes out of the outlet 27b of the injection tube 27, it faces a high-speed swirling flow, so that the liquid CA is effectively atomized by strongly blowing the air CA1.
[0021]
When the projecting amount d of the injection tube 27 is set to 1/5 or less, the air blown to the liquid fuel MF at the outlet 27b of the injection tube 27 because the outlet 27b approaches the inner wall surface 17a at the top of the premixing chamber 17. When the flow rate of CA1 is reduced, and the amount of protrusion d is set to 以上 or more, the flow rate of air CA1 impinges on the injection tube 27 and decreases, and the liquid fuel MF flowing out of the outlet 27b of the injection tube 27 is reduced. When the air CA1 does not hit enough, it stops. Therefore, in any case, the effect of atomizing the liquid fuel MF is reduced.
[0022]
The liquid film MF and liquid droplets flowing out of the outlet 27b of the injection tube 27 are atomized by the high-speed swirling air CA1 from the first swirler 20 when flowing into the premixing chamber 17. Therefore, most of the liquid fuel MF and the droplets flowing into the premixing chamber 17 evaporate and mix with the air CA1 to become a premixed gas. However, small fuel droplets that have not evaporated may remain in the premixed gas.
[0023]
The fuel droplets remaining in the premixed gas flow toward the outer peripheral wall 17b of the premixing chamber 17 due to the centrifugal force of the high-speed swirling air CA1 passing through the first swirler 20. Air is introduced from the second swirler 21 to a portion of the wall 17b where collision of fuel droplets is predicted. Therefore, the fuel droplets are blown back to the center of the premixing chamber 17 by the swirling air CA2 from the second swirler 21 before colliding with the inner surface of the outer peripheral wall 17b of the premixing chamber 17. wherein from the upstream side premixture and is uniformly mixed with the swirling flow of air CA2 of the second swirler 21, NO _X combustion chamber C becomes diluted premixed gas of a predetermined air-fuel ratio suitable for the reduction of And is burned by the combustion flame of the diffusion combustion region S1 to form a lean premixed combustion region S2 that extends from the outside of the diffusion combustion region S1 to the downstream side. Therefore, the combustor 2 can effectively reduce NO _X.
[0024]
Further, in the combustor 2, as described above, 60 to 80% of the air CA entering the premixing chamber 17 is introduced from the first air inlet 18 on the upstream side, and the remainder is the second air inlet 19 on the downstream side. It is set to be introduced from. If the air entering from the first air inlet 18 is less than 60%, the evaporation and mixing of the liquid fuel MF will be insufficient. When the air entering from the first air inlet 18 exceeds 80%, the air CA flowing from the second air inlet 19 becomes insufficient, and the fuel droplets remaining in the premixed gas adhere to the inner surface of the outer peripheral wall 17b. Cannot be prevented.
[0025]
Further, in the combustor 2, as described above, the swirling force of the air by the first swirler 20 is set stronger than the swirling force of the second swirler 21. The liquid fuel MF can be sufficiently mixed with the air CA1 in a short time by the flow air CA1. When the air-fuel mixture enters the inner cylinder 10 from the premixing chamber 17 while maintaining a strong swirling flow, the air-fuel mixture flows toward the peripheral wall of the inner cylinder 10 as indicated by an arrow J due to a large centrifugal force. As a result, the pressure in the diffusion combustion region S1 decreases, and the return K to the diffusion combustion region S1 increases. Therefore, by making the swirling force of the second swirler 21 on the downstream side weaker than that of the first swirler 20, the turning of the air-fuel mixture entering the inner cylinder 10 is made appropriate, and the diffusion combustion region of the combustion gas G is diffused. The speed of returning to S1 is reduced, whereby the head of the diffusion combustion region S1, that is, the tip of the pilot nozzle 13 can be prevented from burning, and the flame in the diffusion combustion region S1 can be stabilized.
[0026]
In addition, in the said embodiment, although the case where the swirl was given to the air CA2 which flows into the premixing chamber 17 from the 2nd air inlet 19 by the 2nd swirler 21 was demonstrated, it is clear from the above description. In addition, the air CA2 flowing into the premixing chamber 17 from the second air inlet 19 is the fuel liquid still remaining in the premixed air generated by the high-speed swirling air CA1 from the first air inlet 18. Since the droplet is prevented from colliding with the outer peripheral wall 17b of the premixing chamber 17, swirling is not particularly required, and the second swirler 21 may be omitted.
[0027]
FIG. 3 is a longitudinal sectional view showing a main part of a liquid fuel-fired low NO _X combustor 2A according to a second embodiment of the present invention. In FIG. 3, the same reference numerals as those in FIG. And a detailed description is omitted. In this combustor 2A, the premixing chamber 17 has an inclined annular shape having a first air inlet 18 at the upper end. The second air inlet 19 has a small crossing angle with respect to the axis of the premixing chamber 17 at a position facing the swirling region of the premixed air of the liquid fuel MF and the inflow air CA1 from the first air inlet 18. It is provided on the outer peripheral wall 17b of the premixing chamber 17 so as to face the outlet 23 of the mixing chamber 17, and at the location on the outer peripheral wall 17b, the liquid fuel MF flowing into the premixing chamber 17 tends to collide. Set to position. First and second swirlers 30, 31 are provided at the air inlets 18, 19, respectively.
[0028]
Further, the injection tube 32 constituting the fuel injection device 24 together with the fuel injection valve 28 is provided at a relative position where the liquid fuel MF can be injected into the premixing chamber 17 at a small crossing angle with respect to the air flow thereof. ing. The gap 29 is provided between the inlet 32a of the injection tube 32 and the fuel injection valve 28 in the same manner as in the first embodiment. The outlet 32b of the injection tube 32, which is set to the same projection amount d as that of the embodiment and protrudes into the premixing chamber 17, is cut obliquely so that the intersection angle with the airflow CA1 in the premixing chamber 17 becomes small. Shape. The protrusion amount d is the maximum protrusion amount of the outlet 32b.
[0029]
In the combustor 2A, the liquid fuel MF injected from the fuel injection valve 28 and flowing into the premixing chamber 17 passes through the first swirler 30 and is mixed with the swirling air CA1. After that, the unevaporated fuel droplets still remaining in the premixed gas pass through the second swirler 31 and are not attached to the inner surface of the outer peripheral wall 17b by the air CA2 given the swirling flow. , Flows into the combustion chamber C.
[0030]
The present invention can be applied to a premixed combustor of the type shown in FIG. That is, an annular shape for introducing air into the premixing chamber 52 at a location P where the main liquid fuel MF flowing into the premixing chamber 52 from the main nozzle 54 on the outer wall surface 52 of the premixing chamber 52 in FIG. If the second air inlet is provided, the same effect as in the first embodiment can be obtained.
[0031]
The present invention can also be applied to a multi-burner type combustor. That is, a premixing chamber 17 provided with the fuel injection device 24 and the first and second air inlets 18 and 19 described in the above embodiment around a pilot burner provided at the center of the combustor head. Are arranged concentrically with the pilot burner (for example, 4 to 8), the same effect as in the above embodiment can be obtained.
[0032]
【The invention's effect】
As described above, according to the liquid fuel-fired low NO _X combustor for a gas turbine engine of the present invention, all of the liquid fuel that has flowed into the premixing chamber is surely mixed with air, and the NO _X is reduced. Since the premixed gas having a suitable required air-fuel ratio is sent to the combustion chamber, NO _X can be effectively reduced.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a schematic configuration diagram showing a gas turbine engine to which a liquid fuel-fired low NO _X combustor of the present invention is applied.
FIG. 2 is a longitudinal sectional view showing a main part of the liquid fuel-fired low NO _X combustor according to the first embodiment of the present invention.
FIG. 3 is a longitudinal sectional view showing a main part of a liquid fuel-fired low NO _X combustor according to a second embodiment of the present invention.
FIG. 4 is a longitudinal sectional view showing a configuration of a conventional premixed combustor.
[Explanation of symbols]
2, 2A: combustor, 17: premix chamber, 17b: outer peripheral wall, 18: first air inlet, 19: second air inlet, 20, 21, 30, 31, swirler, 24: fuel injection device, CA, CA1, CA2: air, MF: liquid fuel, S1, S2: combustion area.

Claims

A premixing chamber formed upstream of the combustion zone to mix liquid fuel and air to form a premixed gas;
A fuel injection device for injecting the liquid fuel into the premix chamber,
A first air inlet for introducing the air into the premixing chamber while rotating the air around the axis of the premixing chamber and mixing the air with the liquid fuel;
An annular second air inlet formed on the outer peripheral wall of the premixing chamber downstream of the first air inlet to introduce air radially inward into the premixing chamber ;
The fuel injection device has an outlet in the premixing chamber, an injection tube for restricting an injection angle to suppress an amount of liquid fuel hitting a peripheral wall of the premixing chamber, and the liquid fuel is injected into the injection tube from an inlet thereof. liquid-fuel-burning low NO _X combustor for a gas turbine engine and a fuel injection valve for injecting.

In claim 1,
A liquid fuel firing low for a gas turbine engine configured such that 60-80% of the air entering the premix chamber is introduced through the first air inlet and the remainder is introduced through the second air inlet. NO _X combustor.

In claim 1 or 2,
A swirler for swirling air is provided at the first and second air inlets, and the swirling force of the swirler at the first air inlet is set stronger than the swirling force of the second swirler. liquid-fuel-burning low NO _X combustors for turbine engines.