JP3944609B2

JP3944609B2 - 燃料ノズル

Info

Publication number: JP3944609B2
Application number: JP2003418728A
Authority: JP
Inventors: 剛生小田; 弘行二宮; 正佳小林
Original assignee: Kawasaki Jukogyo KK
Current assignee: Kawasaki Motors Ltd
Priority date: 2003-12-16
Filing date: 2003-12-16
Publication date: 2007-07-11
Anticipated expiration: 2023-12-16
Also published as: US7090205B2; US20050127537A1; JP2005180729A

Description

本発明は、ガスタービンや航空機用エンジンなどの燃焼器、特に低ＮＯｘ化を図った予混合・予蒸発希薄燃焼を狙った燃焼器に係るものである。これらの燃焼器において通常問題となる低負荷時の燃焼性の悪化を改善する燃焼器に関するものである。

従来のガスタービンや航空機用エンジンなどの燃焼器は燃焼器ケーシングの内部に筒状あるいは円環状の燃焼器ライナーが設けられこの燃焼器ライナーの内部に燃焼室が形成されている。また、燃焼器ライナーの頭部には、燃焼室に燃料を供給する燃料ノズルが設けられている。燃焼器ケーシングと燃焼器ライナーとの間には通常、空気圧縮機からの空気を燃焼室に供給する空気通路が形成されている。
しかしながら、このようなガスタービンや航空機用エンジンなどの燃焼装置の燃焼室内で燃料と空気を拡散燃焼させると、燃焼ガス中に局所的な高温化部分が発生し、燃焼ガス中のＮＯｘ濃度が増加する要因となってしまう。

また、近年環境問題への関心の高まりと規制値の強化が進められている。さらに、近年のガスタービンや航空機用エンジンではガスタービンなどの熱効率を改善させるためタービン入口温度を、すなわちガスタービンなど燃焼装置の出口温度の高温化が図られている。しかしながら、ガスタービンなど燃焼装置の出口温度が高くなるとそれにともない拡散燃焼による燃焼ガスの局所的な高温化部分も増大し、燃焼ガス中のＮＯｘ濃度も高くなってしまう。このためＮＯｘ対策は非常に重要な問題である。

また、燃焼ガス中のＮＯｘを低減させるために、予混合・予蒸発希薄燃焼方式を採用したガスタービン燃焼装置が提案されている。これは燃焼を安定させるためのパイロット用として燃焼室の上流側のパイロット燃焼域でほぼ一定流量の燃料を供給した安定燃焼により高温燃焼ガスを発生させ、パイロット燃焼域の下流側のメイン燃焼域で燃料と空気を予め混合した希薄予混合燃料を燃焼させ、ＮＯｘをほとんど発生しない希薄予混合燃焼を行わせるものである。特に液体燃料を使用するものにあっては燃料を予め蒸発させたいわゆる、予混合・予蒸発希薄燃焼方式を採用している。

従来の燃焼機は図３に示す通りであり、図示していない空気圧縮機からの圧縮空気（⇒または←）は燃焼器ケーシング１と燃焼器ライナー２の間に流入する。⇒で示す空気の流れは順流型燃焼器の場合でこの場合は燃焼器ケーシングの右側（下流側）の端部は閉鎖された形になる。一方、←で示す空気の流れは逆流型燃焼器の場合でこの場合は燃焼器ケーシングの左側(下流側)の端部は閉鎖された形になる。燃焼用空気は燃焼器頭部に到達しパイロット燃料燃焼用空気通路３とメイン燃料燃焼用空気通路４に流入する。図３ではメイン燃料燃焼用空気通路４は二つの空気通路４ａ、４ｂに分割した形で表示されているがこの空気通路は必ずしも分割しなければならない必然性はない。

図４は燃料噴射部の詳細を表示したものである。図４においてパイロット燃料はパイロット燃料ノズル５の先端部に設けられた燃料噴射孔５ａから噴射される。この燃料噴射孔５ａの上流部に燃焼空気に旋回を与えるスワラー６ａ，６ｂが設けられている。メイン燃料はメイン燃料噴射孔７から噴射される。通常、噴射孔５ａ、７とも円周方向に複数個設けられる。この燃料噴射孔７の上流部に通常燃焼空気に旋回を与えるスワラー８ａ，８ｂが設けられている。スワラーの下流部にはメイン燃料微粒化用のアトマイゼーションリップ９が設けられる。また、このアトマイゼーションリップ９の下流部に燃料と空気の予蒸発・予混合室１０が設けられている。予蒸発・予混合室１０で形成された混合気は下流の燃焼室１５内で燃焼する。

特開平８−４２８５１号公報特開平９−１４５０５７号公報特開２００２−２０６７４４号公報

このような予混合・予蒸発希薄燃焼方式の燃焼器の場合、低負荷時からパイロット燃料およびメイン燃料である予混合・予蒸発燃料の両方の燃料を使用すると次のような問題が発生する。すなわち、予混合・予蒸発燃料噴射部で噴射された燃料は周辺の空気温度が比較的低いため予混合・予蒸発室内で蒸発しきれず、空気の流れによる遠心力で予混合・予蒸発室の外側の壁に付着して再液膜化してしまい燃料の微粒化・蒸発がさらに悪化する。このため燃焼室での燃焼自体が悪化することになる。

一方、高負荷時には燃料が噴射される周辺の空気温度は十分高温になっており燃料液滴が空気の流れによる遠心力で予混合・予蒸発室の外側壁に到達する前にほぼ蒸発を完了し燃焼室での燃焼自体が悪化することは起こらない。
本発明は従来技術が有するこのような問題点を解決するためになされたものであって、その目的は、予混合・予蒸発希薄燃焼方式燃焼器が有する低負荷時における燃焼性の劣化を改善したガスタービンや航空機エンジン用の燃焼器を提供することにある。

上述の課題を解決するために本発明の請求項１では、燃焼器ライナーに予蒸発・予混合燃焼用燃料噴射部を有する燃焼器において予蒸発・予混合室の外側に燃焼用空気流路を設けるとともに、前記燃焼用空気流路の内周側隔壁の先端部をアトマイゼーションリップとした予混合燃料噴射弁の燃焼性改善装置としている。

請求項２では、前記燃焼用空気流路にスワラーを設けた予混合燃料噴射弁の燃焼性改善装置としている。

請求項３では、前記アトマイゼーションリップの先端が予蒸発・予混合室の出口もしくはその近傍にある予混合燃料噴射弁の燃焼性改善装置としている。

請求項４では、前記アトマイゼーションリップの先端をシャープエッヂとした予混合燃料噴射弁の燃焼性改善装置としている。

請求項５では、前記アトマイゼーションリップの先端を内径側、外径側とも燃焼空気の軸方向流れに対して、直角またはほぼ直角に切り落とした形状にした予混合燃料噴射弁の燃焼性改善装置としている。

請求項６では、前記アトマイゼーションリップの先端を内径側、外径側とも燃焼空気の軸方向流れに対して、直角またはほぼ直角に切り落とした形状にし、かつ、前記アトマイゼーションリップの最先端の厚みを１〜３ｍｍとした予混合燃料噴射弁の燃焼性改善装置としている。

請求項７では、予蒸発・予混合室の外側に燃焼用空気流路を設けるとともに前記燃焼用空気流路の開口面積を予蒸発・予混合燃焼用空気流路全体の開口面積の５％以下とした予混合燃料噴射弁の燃焼性改善装置としている。

請求項８では、予蒸発・予混合室の外側に燃焼用空気流路を設けるとともに前記燃焼用空気流路の開口面積を予蒸発・予混合燃焼用空気流路全体の開口面積の５〜１０％とした予混合燃料噴射弁の燃焼性改善装置としている。

請求項９では、予蒸発・予混合室の外側に燃焼用空気流路を設けるとともに前記燃焼用空気流路の内周側流路壁の先端部に設けたアトマイゼーションリップの厚みが空気の流れに沿ってその内径が徐々に拡大する形で薄くなる予混合燃料噴射弁の燃焼性改善装置としている。

請求項１０では、予蒸発・予混合室の外側に燃焼用空気流路を設けるとともに前記燃焼用空気流路の内周側流路壁の先端部に設けたアトマイゼーションリップの厚みが空気の流れに沿ってその外径が徐々に縮小する形で薄くなる予混合燃料噴射弁の燃焼性改善装置としている。

請求項１１では、予蒸発・予混合室の外側に燃焼用空気流路を設けるとともに前記燃焼用空気流路に設けたスワラーの旋回方向とその内側流路に設けたスワラーの旋回方向を同じ方向とした予混合燃料噴射弁の燃焼性改善装置としている。

請求項１２では、予蒸発・予混合室の外側に燃焼用空気流路を設けるとともに前記燃焼用空気流路に設けたスワラーの旋回方向とその内側流路に設けたスワラーの旋回方向を逆方向とした予混合燃料噴射弁の燃焼性改善装置としている。

請求項１３では、予蒸発・予混合燃料噴射部の燃料噴射方向が燃焼空気の軸方向流れの方向とほぼ一致する予混合燃料噴射弁の燃焼性改善装置としている。

請求項１４では、予蒸発・予混合室の外側に燃焼用空気流路を設けるとともに前記燃焼用空気流路から流出する空気の速度が、内側流路の空気の流速と同等か、それ以上である予混合燃料噴射弁の燃焼性改善装置としている。

本発明のメイン燃料噴射部は上記のとおり構成されているので、次の効果を有する。まず、一般的に低負荷時に噴射されたメイン燃料は、周辺の空気温度が高負荷時に比べて低いため、蒸発完了までに時間がかかる。このため、噴射された燃料液滴は旋回成分を有する空気の流れに乗って蒸発完了前に予蒸発・予混合室の外側壁面に到達しそこで付着・再液膜化し、予蒸発・予混合室出口での燃料微粒化が悪化する。

しかしながら、本発明の燃料噴射部では、予蒸発・予混合室の外側に燃焼用空気流路を設けるとともに、前記燃焼用空気流路の内周側隔壁の先端部をアトマイゼーションリップとしたため、予蒸発・予混合室の外側壁面に到達し、そこで付着・再液膜化した燃料がアトマイゼーションリップの先端でアトマイゼーションリップの両壁面上を流れる空気により引きちぎられ微粒化されるので、燃焼性能の悪化を回避することができる。

以下図面を用いて、本発明の実施形態について説明するが、本発明はこの実施形態に限定されるものではなく、本発明の技術的範囲を逸脱しない範囲において適宜変更あるいは修正が可能である。

図１、図２は本発明になる燃料噴射部を示したものである。両図において使用する記号は原則として図３または図４で用いたものと同様である。両図においてパイロット燃料噴射部は従来の燃料噴射部と同様である。一方、メイン燃料噴射部は両図において図４に対応するものである。本発明の構成では予蒸発・予混合室１０の外周壁の外側に新たに空気通路１１を追加するとともに本通路の一部に空気の流れに旋回を与えるスワラー１２を設けている。さらに予蒸発・予混合室１０の外周側壁の先端部を燃焼室に向かって徐々にその壁厚を薄くしてアトマイゼーションリップ１４としている。図１はこのアトマイゼーションリップ１４の内壁面を流れの方向に沿って徐々に外周方向に拡大したものであり、図２はその逆にアトマイゼーションリップ１４の外壁面を流れの方向に沿って徐々に内周方向に縮小したものである。

メイン燃料はメイン燃料噴射孔７から空気流路４ｂ中に空気流れにほぼ直交する方向に噴射される。ただし、その噴射方向は必ずしも直交する方向に限定するものではない。場合によっては流れの上流方向に向かって噴出することも可能であり、逆に流れの方向に沿う方向に噴射しても良い。図１で示すスワラー８ａ、８ｂの中間隔壁から燃料を噴射する場合にはアトマイゼーションリップの壁面に沿った方向に噴射するのがベターである。メイン燃料噴射孔７は円周方向に複数個設けられる。

噴射された燃料の一部はアトマイゼーションリップ９の内壁面に衝突し内壁面に液膜を作りながら下流へと流れる。燃料の残り部分は流路４ｂの空気流に乗って下流へと流れる。液膜となった燃料はアトマイゼーションリップ９の先端でリップ内外面を流れる空気流に引きちぎられて微粒化し予蒸発・予混合室１０に流入する。ガスタービンが高負荷で運転される場合は噴射された燃料は周囲を流れる空気温度が高いため予蒸発・予混合室１０内で蒸発し周辺の空気と混合し希薄予混合気を形成して燃焼室１５に流入・燃焼する。

一方、ガスタービンが低負荷（燃料流量が少ない）で運転される場合は燃料の噴射速度が低いためアトマイゼーションリップ９への衝突割合も減少しさらに周辺を流れる空気温度も低く（例えば２００℃以下）予蒸発・予混合室１０内で蒸発しきらないまま下流へと流れて行く。蒸発しきれない燃料粒子は周辺を旋回しながら流れる空気流のため遠心力を受け予蒸発・予混合室１０の外周壁面に付着して液膜となって下流へと流れる。液膜化した燃料は本発明で追設したアトマイゼーションリップ１４の先端でその内外面を流れる空気流で引きちぎられ微粒化し燃焼室１５に流入・燃焼する。したがってこの場合には高負荷運転時とは異なり希薄予混合状態の燃焼にはならず拡散燃焼的燃焼となる。しかしながら、追加流路１１およびアトマイゼーションリップ１４をもたない場合の燃焼と較べれば燃焼性を格段に改善できる。特に低負荷時の改善効果が大きい。また、拡散燃焼的な燃焼になることから低負荷時の保炎性が改善される。

次に、図１と図２を対比して両者の違いを説明する。図１ではアトマイゼーションリップ１４の先端で微粒化した燃料は図２に比べて外周側に広がる傾向になる。図２の場合は拡がりが相対的に少ない。また、スワラー８ａ、８ｂの旋回方向とスワラー１２の旋回方向を同方向にすれば燃料噴射孔７から噴射された燃料の分散が抑えられ燃料の混合が悪化し混合気中に燃料濃度の濃淡が発生し、特に低負荷時の保炎性が改善されるとともに予蒸発・予混合室出口での旋回力が強くなり燃焼室１５内の逆流領域が大きくなることで保炎性がさらに改善される。反面、ＮＯｘ性能は多少悪化する。逆にスワラー８ａ、８ｂの旋回方向とスワラー１２の旋回方向を逆方向にすれば燃料分散が良くなり上述の効果は逆の特性となる。すなはち、保炎性が悪化し、ＮＯｘ性能は改善する。

次に、本発明で追加した流路１１の流路面積について説明する。流路１１の流路面積を大きくするとアトマイゼーションリップ先端で燃料液膜を引きちぎる性能は向上するがその反面、流路４ａ、４ｂあるいは４に流入する空気量が相対的に減少する。このことは高負荷時に予蒸発・予混合室出口の燃料と空気の比率が燃料過多の方向となり低ＮＯｘ化にマイナスとして働く。低負荷時の燃料微粒化性能ひいては燃焼性の改善のためには通路４ａ、４ｂおよび１１のそれぞれの流路面積を４ａｓ、４ｂｓ、１１ｓとしたとき１１ｓ／（４ａｓ＋４ｂｓ＋１１ｓ）の比率を５〜１０％にすることが望ましい。一方、高負荷時のＮＯｘ性能を重視する場合は希薄予混合気の燃料濃度を低くするため上記の比率を２〜５％にするのが望ましい。

また、本発明で追加した流路１１より噴出する空気の流速は速い方が良い微粒化が得られる。しかし、この流速はライナー内外の差圧により最大値が決まるため、少なくとも予蒸発・予混合室１０から噴出する空気の流速と同等かそれ以上であることが望ましい。
アトマイゼーションリップ先端形状は先端を薄くし丸みを持たせた形状をとることが多いが、これをシャープエッヂにする方法と、アトマイゼーションリップ先端を内径側・外径側とも空気の流れ方向に対してほぼ直角に切り落とした形状にする方法も有効である。後者の場合流路面積がリップ先端で急拡大することになりこの近傍で空気の流れに乱れあるいは細かな渦が発生し燃料の微粒化が促進される。図１、図２はこの後者の例を図示している。しかしながらアトマイゼーションリップ先端の厚さｔを過度に大きくするとリップ外周側を流れる空気による微粒化性能が劣化するため望ましくない。ｔの寸法としては１〜３ｍｍの範囲とするのが望ましい。

なお、図は構造の概念を示したものであり、必ずしも具体的構造を示すものではない。例えば実施例ではスワラーをアキシャルスワラとしているがラジアルスワラとしても良い。また、図においては筒状の燃焼器について記述しているがこの概念は筒状燃焼器に限定されるものではなく環状燃焼器についてもこの概念が適用できることは言うまでもない。

本発明の一実施形態図本発明の他の一実施形態図従来技術の燃焼器の例従来技術の燃料噴射部の例

符号の説明

１ケーシング
２ライナー
３パイロット燃料燃焼用空気通路
４空気通路
５パイロット燃料ノズル
６、８スワラー
７メイン燃料噴射孔
９、１４アトマイゼーションリップ
１０予蒸発・予混合室
１１追加流路
１５燃焼室

Claims

燃焼器ライナーの頭部に設けられる、筒状のパイロット燃料噴射部と、該パイロット燃料噴射部の外側に配設された筒状の予蒸発・予混合燃焼用燃料噴射部とを有する燃料ノズルであって、
前記筒状の予蒸発・予混合燃焼用燃料噴射部の外周壁先端部は、空気に流れ方向に沿って徐々にその厚みを減じてなるアトマイゼーションリップとされ、
前記外周壁先端部の外側に追加空気流路を備えてなる
ことを特徴とする燃料ノズル。
追加空気流路がスワラーを有してなることを特徴とする請求項１記載の燃料ノズル。
アトマイゼーションリップの先端が、シャープエッヂとされてなることを特徴とする請求項１の燃料ノズル。
アトマイゼーションリップの先端は、外周壁内面および外周壁外面のそれぞれが軸方向に対してほぼ直角に切り落とされてなることを特徴とする請求項１記載の燃料ノズル。
アトマイゼーションリップ最先端のリップ厚みが、１〜３ｍｍとされてなることを特徴とする請求項３記載の燃料ノズル。
追加空気流路の開口面積が、予蒸発・予混合燃焼用空気流路全体の開口面積の５％以下とされてなることを特徴とする請求項１記載の燃料ノズル。
追加空気流路の開口面積が、予蒸発・予混合燃焼用空気流路全体の開口面積の５〜１０％とされてなることを特徴とする請求項１記載の燃料ノズル。
アトマイゼーションリップは、その厚みが空気の流れに沿って外周壁内面の径が徐々に拡大するようにされてなることを特徴とする請求項１記載の燃料ノズル。
アトマイゼーションリップは、その厚みが空気の流れに沿って外周壁外面の径が徐々に縮小するようにされてなることを特徴とする請求項１記載の燃料ノズル。
追加空気流路のスワラーの旋回方向と、予蒸発・予混合燃焼用燃料噴射部の上流に設けられたスワラーの旋回方向とが、同じ方向とされてなることを特徴とする請求項２記載の燃料ノズル。
追加空気流路のスワラーの旋回方向と、予蒸発・予混合燃焼用燃料噴射部の上流に設けられたスワラーの旋回方向とが、逆方向とされてなることを特徴とする請求項２記載の燃料ノズル。
予蒸発・予混合燃焼用燃料噴射部の燃料噴射方向が、燃焼空気の軸方向流れの方向にほぼ一致させられてなることを特徴とする請求項１記載の燃料ノズル。
追加空気流路から流出する空気の速度が、予蒸発・予混合燃焼用燃料噴射部の空気の流速と同等またはそれ以上とされてなることを特徴とする請求項１記載の燃料ノズル。
請求項１ないし１３のいずれか一項に記載の燃料ノズルを備えてなることを特徴とする燃焼器。