JP3881159B2

JP3881159B2 - Gas turbine and combustion method thereof

Info

Publication number: JP3881159B2
Application number: JP2000180773A
Authority: JP
Inventors: 山本　　誠; 和之戸田; 貴志南雲
Original assignee: Japan Science and Technology Agency; National Institute of Japan Science and Technology Agency
Current assignee: Japan Science and Technology Agency; National Institute of Japan Science and Technology Agency
Priority date: 2000-06-16
Filing date: 2000-06-16
Publication date: 2007-02-14
Anticipated expiration: 2020-06-16
Also published as: JP2001355455A

Description

【０００１】
【産業上の利用分野】
本発明は、航空機エンジン等に利用されているガスタービンに関するものであり、特に燃料に水素を利用することにより、燃焼室を不要としたガスタービンに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
現在、大気汚染、地球温暖化現象などの環境問題が注目されている。これらは化石燃料（炭化水素燃料）を燃焼した際の燃焼ガス中に含まれるＮＯｘ、ＳＯｘ、ＣＯ₂によるものである。
このような中で、燃焼ガス中にＳＯｘ、ＣＯ₂を含まない環境負荷の低いクリーンな燃料として水素燃料が注目されている。特に水素燃料は継続利用が可能であり、従来の炭化水素燃料と比較すると、高発熱量、高燃焼速度、広い可燃範囲であるという特徴を有している。
【０００３】
一方、次世代航空機における推進システムの改良、発展のために世界中で多くの研究が進行中である。これらの推進システムは高出力であるだけでなく、軽量、低環境負荷でなければならない。水素燃料はこれらの要求を実現できる燃料として期待されているが、従来のガスタービンの構成のままで、水素を燃料として使用した場合、水素燃焼による高温のため構造材料が壊れるなど構造面での工夫が必要となってくる。
【０００４】
ここで従来のガスタービンの構成を図面を参照して簡単に説明しておくと、図３は従来のガスタービンの簡略構成図である。
ガスタービンは、図３に示すようにコンプレッサ１１、燃焼器１２、タービン１３を備えており、燃焼器１２には圧縮空気供給系１５、高温燃焼ガスをタービン１３に供給排出する燃焼ガス系１７および燃料供給系１６が配管されている。なお図中１４はコンプレッサ１１に空気を供給する空気供給系、１８は燃焼ガスをタービンから排出するガス排出系である。
【０００５】
周囲空気は空気供給系１４からコンプレッサ１１に供給され圧縮されたあと、圧縮空気供給系１５から燃焼器１２に供給され、この燃焼器１２内において、燃料供給系１６から供給された石油系燃料を燃焼させて高温圧縮ガスを生じさせ、生じた高温圧縮ガスを燃焼ガス系１７からタービン１３に送り、この中で膨張して膨張ガスを発生し、タービン１３を回転して大きな運動エネルギーを得ることができるようになっている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、上記従来のガスタービンは、コンプレッサ、燃焼器、タービンから構成されており、燃焼過程は燃焼器内でのみ取り扱われてきたため、大出力、軽量コンパクト、低燃費、低環境負荷等、将来のガスタービンの要求に対して限界に達しつつある。また、高発熱量、高燃焼速度、広い可燃範囲を有し、環境問題においても有利な水素を燃料としたガスタービンの研究もされている。しかし、このタービンも再燃器、燃焼器を有した従来型のシステムに対して翼後縁からの水素噴射・燃焼を補助的に使用する構成であるため、システムがきわめて複雑となり、小型軽量化が困難であり、特に航空機用エンジンとしては不向きである等の問題がある。
【０００７】
そこで本発明は従来必要としていた燃焼器を無くし、圧縮した空気をタービンに送り込むとともにタービン内に直接燃料となる水素を供給し翼間で燃焼を起こすと同時に仕事を行う新規な構成からなるガスタービンを提供することにより、上記問題点を解決することを目的とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
このため、本発明が採用した技術解決手段は、
コンプレッサと、タービンとを有し、前記タービンには前記コンプレッサからの圧縮空気を供給する圧縮空気供給系と前記タービンに水素燃料を供給する燃料供給系とが接続されており、さらに、前記タービンの翼内部には前記燃料供給系と接続された燃料通路が形成され、前記燃料通路と連通して前記タービンの翼面に、前記燃料通路から水素燃料を噴出する孔を形成し、前記圧縮空気供給系からの圧縮空気を前記タービンに供給するとともに前記燃料供給系からタービン翼内部の燃料通路に水素燃料を供給し、供給された水素燃料を前記タービン翼面に形成した孔から噴出してタービン内で燃焼させることにより、タービンを駆動することを特徴とするガスタービンである。
【０００９】
【実施形態】
本発明の一実施形態を図１を用いて説明すると、図１は本形態のガスタービンの簡略構成図である。
本ガスタービンは、図１に示すようにコンプレッサ１、タービン２を備えており、タービン２には燃料としての水素を供給する燃料供給系５とコンプレッサ１からの圧縮空気を供給する圧縮空気供給系４が接続されている。本ガスタービンは従来必要とされていた燃焼器を無くした点に大きな特徴がある。
【００１０】
タービン２の翼１０には図２（イ）、（ロ）あるいは（ハ）に示すように中心部に燃料供給系５と連通され水素燃料を流すことができる燃料通路７が形成され、また翼１０には翼面から水素を噴出するための燃料噴出孔８が少なくとも１個以上形成されている。
【００１１】
周囲空気は空気供給系３からコンプレッサ１に供給され圧縮されたあと、圧縮空気供給系４からタービン２に供給され、また、タービン２には燃料供給系５から水素燃料が供給される。タービン２内において、燃料供給系５から供給された水素燃料を翼に形成した孔８から噴出させて圧縮空気と燃焼させ高温圧縮ガスを発生させ、この中で膨張して膨張ガスを発生し、タービン２を回転する。
【００１２】
なお、燃料噴出孔は図２（イ）に示すようにタービンの翼面に１個、あるいは図２（ロ）に示すようにタービン翼面に複数箇所形成したりすることもできるが、図２（ハ）に示すようにタービン翼の材料に多孔質材料を用い翼全面に無数の燃料噴出孔を形成することもできる。
ただし、孔が翼面に１個（図２（イ）参照）の場合翼間で十分な燃焼を得ることが難しく、かつ翼全体を冷却することが難しい等の難点がある。一方孔を翼全面に渡って多数設けた場合（図２（ロ）（ハ）参照）には、翼間で十分な燃焼を得ることができ、さらに翼全面にわたって冷却効果が期待できる。
【００１３】
以上、本発明に係わる実施形態について説明したが、上記翼１０はガスタービンの動翼、静翼のいずれでもよく、さらに動翼、静翼から燃料を噴出することも可能である。また、本発明はその精神または主要な特徴から逸脱することなく、他のいかなる形でも実施できる。そのため、前述の実施形態はあらゆる点で単なる例示にすぎず限定的に解釈してはならない。
【００１４】
【発明の効果】
上記の如く、本発明は、従来必要としていた燃焼器が不要となりガスタービンの小型化、簡略化を図ることができる。また、翼面から噴出する水素を燃料としてだけでなく、冷却剤としても利用することができるため流量損失が殆どない。多段燃焼にすることで燃焼温度が下げられる。さらに水素を燃料としているため、低環境負荷である、等の優れた効果を奏することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本形態のガスタービンの簡略構成図である。
【図２】本形態のガスタービンに用いる翼の断面図である。
【図３】従来のガスタービンの簡略構成図である。
【符号の説明】
１コンプレッサ
２タービン
３空気供給系
４圧縮空気供給系
５燃料供給系
６排ガス系[0001]
[Industrial application fields]
The present invention relates to a gas turbine that is utilized in an aircraft engine or the like, in particular by use of hydrogen fuel, but relates to a gas turbine that eliminates the need for the combustion chamber.
[0002]
[Prior art]
At present, environmental problems such as air pollution and global warming are attracting attention. These are due to NOx, SOx, and CO ₂ contained in the combustion gas when fossil fuel (hydrocarbon fuel) is burned.
Under such circumstances, hydrogen fuel has attracted attention as a clean fuel having a low environmental load and containing no SOx or CO ₂ in the combustion gas. In particular, hydrogen fuel can be continuously used, and has features such as a high calorific value, a high combustion rate, and a wide combustible range as compared with conventional hydrocarbon fuels.
[0003]
On the other hand, many researches are underway all over the world to improve and develop the propulsion system for next generation aircraft. These propulsion systems must not only be high power, but also light weight and low environmental impact. Hydrogen fuel is expected as a fuel that can meet these requirements. However, when hydrogen is used as the fuel in the conventional gas turbine configuration, the structural material is broken due to the high temperature caused by hydrogen combustion. Ingenuity is required.
[0004]
Here, the configuration of the conventional gas turbine will be briefly described with reference to the drawings. FIG. 3 is a simplified configuration diagram of the conventional gas turbine.
As shown in FIG. 3, the gas turbine includes a compressor 11, a combustor 12, and a turbine 13. The combustor 12 includes a compressed air supply system 15, a combustion gas system 17 that supplies and discharges high-temperature combustion gas to the turbine 13, and A fuel supply system 16 is piped. In the figure, 14 is an air supply system for supplying air to the compressor 11, and 18 is a gas exhaust system for exhausting combustion gas from the turbine.
[0005]
Ambient air is supplied from the air supply system 14 to the compressor 11 and compressed, and then supplied from the compressed air supply system 15 to the combustor 12. In this combustor 12, petroleum-based fuel supplied from the fuel supply system 16 is supplied. Combusting to generate high-temperature compressed gas, and the generated high-temperature compressed gas is sent from the combustion gas system 17 to the turbine 13 and expanded therein to generate expanded gas, and the turbine 13 is rotated to obtain large kinetic energy. Can be done.
[0006]
[Problems to be solved by the invention]
By the way, the conventional gas turbine is composed of a compressor, a combustor, and a turbine, and the combustion process has been handled only in the combustor. The limits for gas turbine requirements are approaching. Research has also been conducted on gas turbines using hydrogen, which has a high calorific value, a high burning rate, and a wide flammable range, and is advantageous in terms of environmental problems. However, this turbine also has a configuration that uses hydrogen injection / combustion from the blade trailing edge as an auxiliary to a conventional system having a reburner and a combustor. There are problems such as being difficult and not suitable for aircraft engines.
[0007]
Therefore, the present invention eliminates the conventionally required combustor, supplies the compressed air to the turbine and supplies hydrogen as fuel directly into the turbine to cause combustion between the blades, and at the same time, a gas turbine having a new configuration that performs work by providing for its object to solve the above problems.
[0008]
[Means for Solving the Problems]
For this reason, the technical solution means adopted by the present invention is:
A compressor, and a turbine, wherein the turbine is connected to a fuel supply system for supplying hydrogen fuel to the turbine compressed air supply system and supplying compressed air from the compressor, further, before Symbol turbine A fuel passage connected to the fuel supply system is formed in a blade of the turbine, and a hole for injecting hydrogen fuel from the fuel passage is formed in a blade surface of the turbine in communication with the fuel passage. Compressed air from a supply system is supplied to the turbine, and hydrogen fuel is supplied from the fuel supply system to a fuel passage inside the turbine blade, and the supplied hydrogen fuel is ejected from a hole formed in the turbine blade surface. The gas turbine is characterized in that the turbine is driven by being burned inside .
[0009]
Embodiment
An embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. 1. FIG. 1 is a simplified configuration diagram of a gas turbine according to the present embodiment.
The gas turbine includes a compressor 1 and a turbine 2 as shown in FIG. 1. A fuel supply system 5 that supplies hydrogen as fuel to the turbine 2 and a compressed air supply system that supplies compressed air from the compressor 1. 4 is connected. This gas turbine has a great feature in that it eliminates a combustor that has been conventionally required.
[0010]
A blade 10 of the turbine 2 is formed with a fuel passage 7 communicating with the fuel supply system 5 through which hydrogen fuel can flow in the center as shown in FIG. 2 (a), (b) or (c). At least one or more fuel ejection holes 8 for ejecting hydrogen from the blade surface are formed in 10.
[0011]
Ambient air is supplied from the air supply system 3 to the compressor 1 and compressed, and then supplied from the compressed air supply system 4 to the turbine 2, and hydrogen fuel is supplied to the turbine 2 from the fuel supply system 5. In the turbine 2, the hydrogen fuel supplied from the fuel supply system 5 is ejected from the holes 8 formed in the blades and burned with compressed air to generate high-temperature compressed gas, which expands to generate expanded gas, The turbine 2 is rotated.
[0012]
It is to be noted that one fuel ejection hole can be formed on the blade surface of the turbine as shown in FIG. 2 (a), or a plurality of locations can be formed on the turbine blade surface as shown in FIG. 2 (b). As shown in (c), an infinite number of fuel injection holes can be formed on the entire surface of the blade by using a porous material for the turbine blade.
However, when there is one hole on the blade surface (see FIG. 2 (a)), it is difficult to obtain sufficient combustion between the blades and it is difficult to cool the entire blade. On the other hand, when many holes are provided over the entire surface of the blade (see FIGS. 2B and 2C), sufficient combustion can be obtained between the blades, and a cooling effect can be expected over the entire surface of the blade.
[0013]
Although the embodiment according to the present invention has been described above, the blade 10 may be either a moving blade or a stationary blade of a gas turbine, and fuel can be ejected from the moving blade or the stationary blade. In addition, the present invention can be implemented in any other form without departing from the spirit or main features thereof. Therefore, the above-described embodiment is merely an example in all respects and should not be interpreted in a limited manner.
[0014]
【The invention's effect】
As described above, the present invention eliminates the need for a combustor that has conventionally been required, and allows the gas turbine to be reduced in size and simplified. Further, since hydrogen ejected from the blade surface can be used not only as a fuel but also as a coolant, there is almost no flow loss. Combustion temperature is lowered by multistage combustion. Furthermore, since hydrogen is used as the fuel, excellent effects such as low environmental load can be obtained.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a simplified configuration diagram of a gas turbine of the present embodiment.
FIG. 2 is a cross-sectional view of a blade used in the gas turbine of the present embodiment.
FIG. 3 is a simplified configuration diagram of a conventional gas turbine.
[Explanation of symbols]
1 Compressor 2 Turbine 3 Air supply system 4 Compressed air supply system 5 Fuel supply system 6 Exhaust gas system

Claims

A compressor, and a turbine, wherein the turbine is connected to a fuel supply system for supplying hydrogen fuel to the turbine compressed air supply system and supplying compressed air from the compressor, further, before Symbol turbine A fuel passage connected to the fuel supply system is formed in a blade of the turbine, and a hole for injecting hydrogen fuel from the fuel passage is formed in a blade surface of the turbine in communication with the fuel passage. Compressed air from a supply system is supplied to the turbine, and hydrogen fuel is supplied from the fuel supply system to a fuel passage inside the turbine blade, and the supplied hydrogen fuel is ejected from a hole formed in the turbine blade surface. A gas turbine, wherein the turbine is driven by burning in the inside.