JP3960166B2 - The method of operating a gas turbine combustor and a gas turbine combustor - Google Patents

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洋 井上
成嘉 小林
知己 小金沢
勲 竹原
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株式会社日立製作所
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【0001】 [0001]
【発明の属する技術分野】 BACKGROUND OF THE INVENTION
本発明は、ガスタービン燃焼器およびガスタービン燃焼器の運転方法に関する。 The present invention relates to a method of operating a gas turbine combustor and a gas turbine combustor.
【0002】 [0002]
【従来の技術】 BACKGROUND OF THE INVENTION
本発明は、特に、窒素酸化物の排出の少ない低NOx型ガスタービン燃焼器に関し、従来技術として、特開平5−172331号等があげられる。 The present invention relates in particular to discharge less low NOx type gas turbine combustor of nitrogen oxides, the prior art, JP-A-5-172331 and the like.
【0003】 [0003]
ガスタービン燃焼器においては、起動から定格負荷条件までのターンダウン比が大きく、広範囲の燃焼安定性を確保するため、燃料を燃焼室に直接噴射する拡散燃焼方式が広く採用されてきた。 In the gas turbine combustor, a large turndown ratio of up to rated load conditions from startup to ensure a wide range of combustion stability, diffusion combustion system for directly injecting fuel into the combustion chamber has been widely employed. また、予混合燃焼方式等もある。 There is also a premixed combustion method, and the like.
【0004】 [0004]
【発明が解決しようとする課題】 [Problems that the Invention is to Solve
前記従来例においては、拡散燃焼方式の場合には、高レベルのNOxという課題があった。 In the conventional example, in the case of diffusion combustion system has a problem that high levels of NOx. 予混合燃焼方式の場合には、逆火などの燃焼安定性の課題や、起動や部分負荷時の火炎安定化の課題があった。 When the premixed combustion method, combustion stability issues and such as a backfire, a problem of flame stabilization during start and partial load. 実際の運用においては、これらの課題を同時に解決することが望ましい。 In actual operation, it is desirable to solve these problems at the same time.
【0005】 [0005]
本発明の目的は、低NOxかつ燃焼安定性に優れたガスタービン燃焼器およびガスタービン燃焼器の運転方法を提供することにある。 An object of the present invention is to provide a method for operating a low NOx and the combustion stability excellent gas turbine combustor and a gas turbine combustor.
【0006】 [0006]
【課題を解決するための手段】 In order to solve the problems]
本発明のガスタービン燃焼器は、燃料噴流と該燃料噴流の外周側を流れる空気流との同軸噴流が形成されるように、 気体燃料を燃焼室に噴出する複数の燃料ノズルと空気を該燃焼室に噴出する複数の空気孔とを配置し、前記同軸噴流の気体燃料と空気が燃焼室に噴出するように、複数の空気孔を有する盤状部材を前記燃焼室の壁面に配置し、前記空気孔の流路面積は、前記燃料ノズルの燃料噴出孔の流路面積よりも大きく形成され、該盤状部材の上流側の空気と前記燃料ノズルからの気体燃料とを前記空気孔の予混合流路で予混合した後に前記燃焼室で急速混合するように、前記燃焼室の壁面より上流側であって、前記空気孔の入口付近に前記燃料ノズルの先端を配置し、前記燃料ノズルからの気体燃料を前記空気孔に向かって噴出させる Gas turbine combustor of the present invention, as the coaxial jet of the air flow through the outer peripheral side of the fuel jet and the fuel jet is formed, combustion a plurality of fuel nozzles and air ejected gaseous fuel into the combustion chamber and a plurality of air holes for jetting the chamber disposed, gaseous fuel and air in the coaxial jet to eject into the combustion chamber, disposed board-shaped member having a plurality of air holes on the wall of the combustion chamber, wherein flow passage area of the air hole, the formed larger than the flow passage area of the fuel injection holes of the fuel nozzle, premixing of the gaseous fuel and the air hole from the fuel nozzle and upstream of the air該盤member the so rapid mixing in the combustion chamber after premixing the flow path, a upstream side of the wall surface of the combustion chamber, the tip of the fuel nozzle near the entrance of the air hole is disposed, from the fuel nozzle When the gaseous fuel is ejected toward the air hole もに、複数の前記燃料ノズルと複数の前記空気孔を一つのモジュールとして形成し、前記燃料ノズルの燃料噴流軸に対して、前記モジュールに設けられた前記空気孔のうち、一部の前記空気孔のみについて軸を傾けることを特徴とする。 Moni, a plurality of the fuel nozzles and a plurality of said air holes are formed as a single module, the fuel jet axis of the fuel nozzle, of the air hole provided in the module, a portion of the air wherein the tilting axis only hole.
【0007】 [0007]
或いは、本発明のガスタービン燃焼器の運転方法は、前記燃焼室の壁面に配置された複数の空気孔を有する盤状部材を備え、前記空気孔の流路面積は、前記燃料ノズルの燃料噴出孔の流路面積よりも大きく形成し、前記燃焼室の壁面より上流側であって、前記空気孔の入口付近に配置された前記燃料ノズルの先端から該気体燃料を前記空気孔に向かって噴出し、燃料噴流と該燃料噴流の外周側を流れる空気流との同軸噴流を形成して、前記盤状部材の上流側の空気と前記燃料ノズルからの気体燃料とを前記空気孔の予混合流路で予混合させた後、前記盤状部材から前記同軸噴流の気体燃料と空気を燃焼室に噴出させて、前記燃焼室で急速混合させるとともに、複数の前記燃料ノズルと複数の前記空気孔を一つのモジュールとして形成し、前記 Alternatively, the method of operating a gas turbine combustor of the present invention, comprises a board-shaped member having a plurality of air holes arranged on the wall surface of the combustion chamber, the flow passage area of ​​the air holes, fuel injection of the fuel nozzle is formed to be larger than the flow area of the holes, said a upstream side of the wall surface of the combustion chamber, ejected from the tip of the fuel nozzle disposed in the vicinity of the inlet of the air hole toward the gaseous fuel into the air hole and, forming a coaxial jet of the air flow through the outer peripheral side of the fuel jet and the fuel jet, premixed confluence of the air hole and the gaseous fuel from the fuel nozzle and upstream of the air of the plate-like member after premixing in road, by ejecting a gaseous fuel and air in the coaxial jet from the plate-like member into the combustion chamber, causes rapid mixing in said combustion chamber, a plurality of the fuel nozzles and a plurality of said air holes formed as one module, the 料ノズルの燃料噴流軸に対して、前記モジュールに設けられた前記空気孔のうち、一部の前記空気孔のみから噴出する同軸噴流の軸が傾斜していることを特徴とする。 Fee to the fuel jet axis of the nozzle, of the air hole provided in the module, the axis of the coaxial jet ejected from only a portion of the air hole is characterized in that inclined.
【0008】 [0008]
【発明の実施の形態】 DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
まず、ガスタービン燃焼器での2種の燃焼方式について説明する。 First, an explanation for the two combustion system in a gas turbine combustor.
【0009】 [0009]
(1)拡散燃焼方式では、図2に示すように、燃焼器の頭部に設けた空気旋回器の出口付近に空気の旋回流と交差するように燃料を外側へ向けて噴出し、中心軸上にできる循環流によって拡散火炎を安定化するように図っている。 (1) In the diffusive combustion system, as shown in FIG. 2, jetted toward the fuel outward to cross the swirling flow of air in the vicinity of the outlet of the air swirler provided in the combustor head, the central axis is aimed to stabilize the diffusion flame by the circulating flow can be upward.
【0010】 [0010]
図2において、圧縮機10から送られる空気50は外筒2と燃焼器ライナ3の間を通り、一部は燃焼器ライナの冷却空気31及び燃焼ガスの混合を促す希釈空気32として燃焼室1へ、また一部は頭部旋回空気49として空気旋回器12を通り燃焼室1へ流入する。 2, the combustion chamber air 50 sent from a compressor 10 passes between the outer cylinder 2 and the combustor liner 3, as dilution air 32 part to encourage mixing of the cooling air 31 and combustion gas of the combustor liner 1 to, and partly flows into the air swirler 12 as head swirling air 49 and into the combustion chamber 1. 気体燃料16は拡散燃料ノズル13から旋回空気流に交差するように外側へ向けて燃焼室1に噴射され、頭部旋回空気49および1次燃焼用空気33とともに安定な拡散火炎4を形成する。 Gaseous fuel 16 is injected into the combustion chamber 1 towards the outside so as to intersect the revolving airflow from diffusion fuel nozzle 13 to form a stable diffusion flame 4 together with the head swirling air 49 and primary combustion air 33. 発生した高温燃焼ガスはタービン18へ入り仕事をして排気される。 Generated hot combustion gases are exhausted to work enters the turbine 18.
【0011】 [0011]
ここに示した拡散燃焼方式は、燃焼安定性が高い反面、燃料と酸素が量論比になる部分に火炎が形成され、火炎温度が断熱火炎温度に近い高温となる。 Diffusive combustion system shown here, although the high combustion stability, fuel and oxygen are flame formed in areas of the stoichiometric ratio, the flame temperature becomes high near the adiabatic flame temperature. 窒素酸化物の生成速度が火炎温度上昇に対し指数関数的に増加するため、一般的に拡散燃焼では窒素酸化物の排出濃度が高く、大気汚染防止の観点から望ましくない。 Since the rate of formation of nitrogen oxides increases exponentially with respect to flame temperature rises, the general diffusion combustion high emission density of nitrogen oxides, undesirable from the viewpoint of preventing air pollution.
【0012】 [0012]
(2)一方、予混合燃焼方式は、低NOx化のために用いられる。 (2) On the other hand, the premixed combustion system is used for NOx reduction. 図3は中心部を安定性に優れた拡散燃焼とし、外周側に低NOx性に優れた予混合燃焼を配して低NOx化を図った例である。 Figure 3 is an excellent diffusion combustion the center stability, an example which attained NOx reduction by arranging a good premixed combustion in the low NOx resistance on the outer peripheral side. 図3において、圧縮機10から送られる空気50は外筒2と燃焼器ライナ3の間を通り、一部は燃焼器ライナの冷却空気31として燃焼室1へ、また一部は予混合燃焼用空気48として予混合器23へ流入する。 3, air 50 sent from a compressor 10 passes between the outer cylinder 2 and the combustor liner 3, a portion to the combustion chamber 1 as cooling air 31 for the combustor liner, also for some premixed combustion flowing the air 48 into the premixer 23. 残りは予混合器流路と燃焼器端板の間の通路を経て燃焼空気孔14と冷却空気孔17から燃焼室1へと流入する。 The remainder flows into the combustion chamber 1 from the combustion air hole 14 and the cooling air holes 17 through the passage of the combustor end plates and premixer channel. 拡散燃焼用の気体燃料16は拡散燃料ノズル13から燃焼室1に噴射され安定な拡散火炎4を形成する。 The gaseous fuel 16 for diffusion combustion to form is stable diffusion flame 4 injected into the combustion chamber 1 from the diffusion fuel nozzle 13. 予混合用気体燃料21は燃料ノズル8から環状の予混合器23内へと噴出して空気と混合して予混合気22となる。 Premixing the gaseous fuel 21 is jetted from the fuel nozzle 8 to an annular premixer 23 is mixed with air becomes premixture 22. この予混合気22は燃焼室1へ流出し予混合火炎5を形成する。 The premixed gas 22 to form a premixed flame 5 flows into the combustion chamber 1. 発生した高温燃焼ガスはタービン18へ入り仕事をして排気される。 Generated hot combustion gases are exhausted to work enters the turbine 18.
【0013】 [0013]
しかし、このような予混合燃焼方式を採用した場合、予混合器内に火炎が入り込んで構造物を焼損する、いわゆる逆火現象が発生するなど予混合燃焼特有の不安定な要素を含んでいる。 But the case of adopting such a premixed combustion method and burn the structure enters flame in the premixer, including premixed combustion characteristic of an unstable element such as a so-called flashback phenomenon occurs .
【0014】 [0014]
本発明の実施の形態では、燃料噴流と燃焼用空気流路を同軸上に配置し、燃料流を空気流が包み込むような同軸の噴流とするとともに、さらにそれらを多数に分散するように構成した多孔同軸噴流として燃焼室壁面に配置する。 In the embodiment of the present invention, arranged with the fuel jet combustion air passage coaxially, the fuel flow with a coaxial jet enfolding air flow, and further configured to disperse a large number of them placed in the combustion chamber wall as a multi-coaxial-injection. 一方、一部またはすべての同軸噴流に対して、燃焼器の軸まわりに適度な旋回角をもって流入するように構成する。 On the other hand, for some or all of the coaxial jets, which are configured to flow with a suitable pivot angle about the axis of the combustor. また、燃料の供給系統を複数に分割し、ガスタービンの起動,部分負荷運転時には、一部の系統のみに燃料を供給するように構成する。 The supply system of the fuel is divided into a plurality of the gas turbine is started, at the time of partial load operation, configured to supply fuel only to the part of the system.
【0015】 [0015]
燃料を空気流が包み込むような同軸の噴流とすることにより、燃料は燃焼室に流入した後、実際に高温ガスに接触して燃焼を開始する前に周囲の同軸空気流と混合し、適度な混合比の予混合気となったあと燃焼する。 By the fuel and coaxial jet enfolding air flow, fuel was flowed into the combustion chamber, actually mixed with the surrounding coaxial air stream before starting the combustion in contact with the hot gas, moderate to after combustion was the premixed gas mixing ratio. このため、希薄予混合燃焼と同等の低NOx燃焼が可能となる。 Therefore, it is possible to lean premixed combustion equivalent low NOx combustion. このとき、従来の予混合燃焼器の予混合管に相当する部分が極めて短く、また壁面近傍で燃料濃度がほぼゼロとなるため逆火による焼損のポテンシャルも極めて低い。 At this time, a very short and the potential of burnout caused by flash back since the fuel concentration becomes almost zero even very low near the wall portion corresponding to the premixer tubes of a conventional premixing combustor.
【0016】 [0016]
また、一部またはすべての同軸噴流に対して、燃焼器の軸まわりに適度な旋回角をもって流入するように構成することで、同軸噴流という流れ形態ながら、同時に火炎を安定化するための再循環流を形成することができる。 Also, for some or all of the coaxial jet, by configuring so as to flow with a suitable pivot angle about the axis of the combustor, while the flow form of coaxial jets, at the same time recirculation to stabilize the flames it is possible to form a flow.
【0017】 [0017]
また、ガスタービンの起動,部分負荷運転時には、一部の系統のみに燃料を供給するようにすることで、局部的に燃料を過濃度の状態とし、周囲の空気中の酸素を利用する拡散燃焼に近い形で燃焼させることにより燃焼安定性を確保することができる。 Further, the gas turbine is started, at the time of partial load operation, that so as to supply fuel to only some strains, locally fuel and excessive concentration of state, the diffusion combustion which utilizes oxygen in the ambient air it is possible to ensure the combustion stability by burning in a form close to.
【0018】 [0018]
(第1の実施例) (First Embodiment)
以下、本発明の第1の実施例を図1により説明する。 Hereinafter, a description will be given of a first embodiment of the present invention by FIG. 図1において、圧縮機10から送られる空気50は、外筒2と燃焼器ライナ3の間を通る。 In Figure 1, air 50 sent from a compressor 10 passes between the outer cylinder 2 and the combustor liner 3. その空気50の一部は、燃焼器ライナ3の冷却空気31として燃焼室1へ流入する。 Some of the air 50 flows into the combustion chamber 1 as cooling air 31 for the combustor liner 3. またその空気50の残りは、同軸空気51として空気孔52を通り燃焼室1へ流入する。 The remainder of the air 50 flows the air hole 52 and into the combustion chamber 1 as coaxial air 51.
【0019】 [0019]
燃料ノズル55および燃料ノズル56は、燃焼空気孔52の噴孔と同軸又は同軸に近い位置となるように配置されており、燃料53および燃料54は燃料ノズル55および燃料ノズル56から燃焼空気とほぼ同軸の噴流として燃焼室1に噴出し安定な火炎を形成する。 Fuel nozzle 55 and the fuel nozzle 56 is arranged so as to be located closer to the injection hole coaxial or coaxial combustion air holes 52, the fuel 53 and fuel 54 substantially from the fuel nozzles 55 and fuel nozzles 56 and the combustion air injected into the combustion chamber 1 as coaxial jets to form a stable flame. 発生した高温燃焼ガスは、タービン18へ入り仕事をして排気される。 Generated hot combustion gases are exhausted to work enters the turbine 18.
【0020】 [0020]
本実施例では、燃料53および燃料54は、制御弁80aを備えた燃料供給系80が分割されている。 In this embodiment, the fuel 53 and fuel 54, the fuel supply system 80 is divided with a control valve 80a. つまり、ここでは、燃料供給系80が、第一の燃料供給系54bと、第二の燃料供給系53bの2つに分割されている。 That is, herein, the fuel supply system 80, a first fuel supply system 54b, and is divided into two second fuel supply system 53b. これら第一の燃料供給系54b及び第二の燃料供給系53bには夫々個別に単独で制御可能な制御弁53a及び制御弁54aが設けられている。 These first fuel supply system 54b and a second controllable control valve 53a respectively individually alone in the fuel supply system 53b and a control valve 54a is provided. これら制御弁53a及び制御弁54aは、ガスタービンの負荷によって夫々の燃料流量が独立に制御するように構成される。 These control valves 53a and the control valve 54a is configured so that the fuel flow rate of each depending on the load of the gas turbine is controlled independently. ここで、制御弁53aは、中央部の燃料ノズル群である燃料ノズル56群の流量が制御でき、制御弁54aは、周囲の燃料ノズル群である燃料ノズル55群の流量が制御できる。 Here, the control valve 53a can control the flow rate of the fuel nozzle 56 group is a fuel nozzle group in the central portion, the control valve 54a can control the flow rate of the fuel nozzle 55 group is a fuel nozzle group around. 本実施例では中央部の燃料ノズル群とその周囲の燃料ノズル群とに複数に分割し、夫々に対応する燃料供給系統を設け、各々独立に燃料流量を制御できる前述した制御装置を備えている。 Divided into a plurality of the fuel nozzle group in the central portion of the fuel nozzle group surrounding in this embodiment, provided with a fuel supply system corresponding to each, and a control device described above may control the fuel flow rate independently .
【0021】 [0021]
次に、図4を用いノズル部の詳細を説明する。 Next, details of the nozzle portion reference to FIG. 本実施例では、燃料ノズル本体は中央の燃料ノズル56と周囲の燃料ノズル55に分かれている。 In this embodiment, the fuel nozzle body is divided into central fuel nozzles 56 and surrounding fuel nozzles 55. これら燃料ノズル55及び燃料ノズル56の噴射方向前方側に、夫々に対応する空気孔52及び空気孔57が設けられている。 These injection direction front side of the fuel nozzles 55 and fuel nozzles 56, air holes 52 and air holes 57 corresponding to each are provided. これら空気孔52及び空気孔57は、円盤状部材に小径で複数設けられている。 These air holes 52 and air holes 57 are provided in a plurality in the small diameter disk member. 複数の燃料ノズル55及び燃料ノズル56に対応するよう複数の空気孔52及び空気孔57が設けられている。 A plurality of air holes 52 and air holes 57 are provided so as to correspond to a plurality of fuel nozzles 55 and fuel nozzles 56.
【0022】 [0022]
空気孔52及び空気孔57は、小径であるが、燃料ノズル55及び燃料ノズル56から噴射される燃料が空気孔52及び空気孔57を通過する際に、周囲の空気を伴って、燃料噴流とそれを包み込む空気の環状流が形成される程度の大きさとすることが望ましい。 Air hole 52 and the air hole 57 is a small diameter, when the fuel injected from the fuel nozzles 55 and fuel nozzles 56 through the air holes 52 and air holes 57, with the ambient air, and fuel jet it is desirable to have a size which annular flow of air is formed encasing it. 例えば、燃料ノズル55及び燃料ノズル56からの噴流径より若干大きくすることが望ましい。 For example, it is desirable to slightly larger than the jet diameter of the fuel nozzle 55 and the fuel nozzles 56.
【0023】 [0023]
空気孔52,空気孔57は、燃料ノズル55,燃料ノズル56と同軸噴流を形成するように配置されており、燃料噴流を空気環状流で包んだような多数の同軸噴流が空気孔52,空気孔57端面から噴出する。 Air hole 52, the air hole 57, the fuel nozzle 55, fuel nozzle 56 and the coaxial jet is arranged so as to form a large number of coaxial jets, such as the fuel jet wrapped in air annular flow of air holes 52, air ejected from the hole 57 the end face. 即ち、燃料ノズル55,燃料ノズル56の燃料噴孔が空気孔52や空気孔57と、同軸または同軸に近い位置に設置され、燃料噴流が空気孔52や空気孔57の入り口中心近傍に向けて噴出し、燃料噴流とそれを包み込む空気の環状流が同軸噴流となる。 That is, the fuel nozzle 55, fuel injection hole of the fuel nozzle 56 and air holes 52 and air holes 57, is placed in a position close to the coaxial or coaxial, the fuel jet towards the inlet near the center of the air hole 52 and the air hole 57 ejected, the fuel jet and the annular flow of air enveloping it becomes coaxial jet.
【0024】 [0024]
燃料と空気が多数の小径の同軸噴流として構成されているので、これらの燃料と空気は短距離で混合させることができる。 Since fuel and air are configured as a number of small diameter coaxial jets, these fuel and air can be mixed at a short distance. そのため、燃料の偏在もなく高い燃焼効率を保つことができる。 Therefore, it is possible to maintain a high combustion efficiency without uneven distribution of the fuel.
【0025】 [0025]
また、本実施例の構成では燃料が空気孔の端面から噴出するまでに一部混合が進み、一層短い距離での燃料と空気の混合が期待できる。 Further, in the configuration of this embodiment the fuel proceeds mixing part until ejected from the end face of the air hole can be expected mixing of fuel with air in a shorter distance. さらに、空気孔の流路長さを調節することにより、ほとんど流路内で混合しない状態からほぼ完全予混合の状態にまで設定することが可能である。 Further, by adjusting the flow path length of the air hole, it is possible to set the state of not mixed with most flow path to the state of almost completely premixing.
【0026】 [0026]
なお、本実施例では、中央の燃料ノズル56と中央の空気孔57には燃焼室軸周りの旋回がかかるように適当な旋回角が付与されている。 In this embodiment, a suitable turning angle as turning takes around the combustion chamber axis is given to the center of the fuel nozzle 56 and the center of the air hole 57. このように対応する空気孔57に燃焼室軸周りに旋回する成分を与える旋回角を設けることにより、中央燃料を含む混合気流に旋回による安定な再循環領域が形成され、火炎を安定化することができる。 By providing a swirling angle to be assigned to a component that pivots about the combustion chamber axis to the air holes 57 corresponding to this, a stable recirculation area by swirl the mixture flow containing the central fuel is formed, to stabilize the flame can.
【0027】 [0027]
また、本実施例では、ガスタービンの種々の負荷条件に対して顕著な効果が期待できる。 Further, in this embodiment, remarkable effect can be expected for different load conditions of the gas turbine. 図1に示す制御弁53a及び制御弁54aを利用し燃料流量を調整してガスタービンの種々の負荷条件に対応できる。 Using control valves 53a and the control valve 54a shown in FIG. 1 by adjusting the fuel flow rate can correspond to various load conditions of the gas turbine.
【0028】 [0028]
つまり、ガスタービン負荷の小さい条件では、全空気量に対する燃料流量が小さくなるが、その場合には中央燃料53のみを供給し、中央領域での燃料濃度を火炎が安定に形成される濃度以上に保つように運用することができる。 That is, in the small conditions of the gas turbine load, the fuel flow rate to the total air amount is small, to supply only the central fuel 53 in that case, the fuel concentration in the central region than the concentration of the flame is formed stably it can be operated so as to maintain. また、ガスタービン負荷の大きい条件では、中央の燃料53と周囲の燃料54の両方を供給して全体として希薄低NOx燃焼を行うことができる。 Also, the larger the conditions of the gas turbine load, it is possible to perform the lean low NOx combustion as a whole by supplying both central fuel 53 and surrounding fuel 54. また、中間的な負荷においては、中央の燃料53の量を空気孔57から流れる空気量に対して当量比が1を超えるような設定として、周囲の空気を燃焼に使う拡散燃焼的な運用することも可能である。 Further, in an intermediate load, the amount of the central fuel 53 as set as an equivalent ratio relative to the amount of air flowing from the air holes 57 is greater than 1, to diffusion combustion General Operating used for burning the ambient air it is also possible.
【0029】 [0029]
従って、種々のガスタービン負荷に応じて、火炎の安定化や低NOx燃焼に寄与できる。 Therefore, according to various gas turbine loads, it is possible to contribute to the stabilization and low NOx combustion flame.
【0030】 [0030]
このように、燃料を空気流が包み込むような同軸の噴流とすることにより、燃料は燃焼室に流入した後、実際に高温ガスに接触して燃焼を開始する前に周囲の同軸空気流と混合し、適度な混合比の予混合気となったあと燃焼する。 Thus, by the fuel and coaxial jet enfolding air flow, after the fuel which has flowed into the combustion chamber, actually mixed with the surrounding coaxial air stream before starting the combustion in contact with the hot gases and, to after combustion has become a pre-mixture of moderate mixing ratio. このため、希薄予混合燃焼と同等の低NOx燃焼が可能となる。 Therefore, it is possible to lean premixed combustion equivalent low NOx combustion. このとき、本実施例では、従来の予混合燃焼器の予混合管に相当する部分が極めて短くできる。 In this case, in the present embodiment, a portion corresponding to a premixing tube of a conventional premixing combustor can be made very short.
【0031】 [0031]
また、壁面近傍で燃料濃度がほぼゼロとなるため、逆火による焼損のポテンシャルも極めて低い。 Further, since the fuel concentration becomes almost zero near the wall, even very low potential of burnout caused by flash back.
【0032】 [0032]
以上のように、本実施例によると、低NOxかつ燃焼安定性に優れたガスタービン燃焼器およびガスタービン燃焼器の運転方法を提供することができる。 As described above, according to this embodiment, it is possible to provide a method for operating a low NOx and the combustion stability excellent gas turbine combustor and a gas turbine combustor.
【0033】 [0033]
(第2の実施例) (Second embodiment)
図5に第2の実施例のノズル部詳細を示す。 Figure 5 shows the nozzle part details of the second embodiment. 本実施例では、燃料の系統が1つで中央と周囲とに分かれていない。 In this embodiment, system of the fuel is not divided into a one central and peripheral. また、中央付近のノズル,燃焼空気孔には旋回角が付与されていない。 Also, near the center of the nozzle, the pivoting angle to the combustion air holes not provided. 本実施例では、運用上、あるいは燃料の性状により燃焼安定性があまり問題とならないような状況の場合にノズル構造の簡素化が図れる。 In the present embodiment, can be simplified nozzle structure in the case of situations combustion stability is not a serious problem with the properties of operational, or fuel.
【0034】 [0034]
(第3の実施例) (Third Embodiment)
図6に第3の実施例を示す。 Figure 6 shows a third embodiment. 本実施例では図5に示した第2の実施例のノズルを複数個組み合わせて一つの燃焼器を構成するようにしたものである。 In the present embodiment is obtained so as to form one combustor by combining a plurality of nozzles of the second embodiment shown in FIG. つまり、燃料ノズルと空気孔を一つのモジュールとしてこれらを複数個組み合わせて1つの燃焼器を構成している。 That is, by combining a plurality of these fuel nozzles and air holes as a single module constitutes one combustor.
【0035】 [0035]
このような構成とすることで、第1の実施例で説明したように燃料系統を複数化してガスタービンの負荷の変化に対して柔軟に対処できるとともに、ノズルの数の増減で燃焼器1缶あたりの容量の異なるものを比較的容易に提供できる。 With such a configuration, the fuel system with a plurality of with flexibly cope with changes in the load of the gas turbine as described in the first embodiment, the combustor 1 can the number of increase or decrease of the nozzle It can be relatively easily provide different capacity per.
【0036】 [0036]
(第4の実施例) (Fourth Embodiment)
図7に第4の実施例を示す。 Figure 7 shows a fourth embodiment. 本実施例では第2の実施例と基本的に同じであるが、空気旋回器58により同軸噴流自体に、旋回成分を持たせた点が異なる。 In this embodiment is the same as the basic second embodiment, the coaxial jet itself, the point which gave a swirl component different by an air swirler 58.
【0037】 [0037]
このように構成することにより、個々の同軸噴流の混合が促進され、より均一な低NOx燃焼が可能となる。 With this configuration, mixing of the individual coaxial jet is accelerated, thereby enabling more uniform low NOx combustion. 燃料ノズル内に燃料噴流に旋回成分を与えるような構造も混合促進に有効である。 Structure to provide a swirl component to the fuel jet inside the fuel nozzle is also effective to promote mixing.
【0038】 [0038]
(第5の実施例) (Fifth Embodiment)
図8には第5の実施例を示す。 The Figure 8 shows a fifth embodiment. 本実施例では第3の実施例の中心軸に設置したノズルを空気旋回器63とこれに交差する燃料噴孔62を備える従来型の拡散バーナー61とした点が異なる。 In the present embodiment differs from the point that the diffusion burner 61 of a conventional type comprising a fuel injection hole 62 crossing the nozzle installed in the central axis of the third embodiment in which the air swirler 63.
【0039】 [0039]
このように構成することで従来の拡散燃焼バーナーを起動・昇速,部分負荷で使うことにより起動安定性を重視する場合有利と考えられる。 Thus constructed start and the conventional diffusion combustion burner by speed-up phase, is considered advantageous when importance is attached to start stability by using at partial load.
【0040】 [0040]
(第6の実施例) (Sixth Embodiment)
図9には第6の実施例を示す。 The Figure 9 shows a sixth embodiment. 本実施例では、図8に示した実施例の拡散バーナー61の中に液体燃料ノズル68と噴霧空気ノズル69を設置し、液体燃料66を噴霧空気65で霧化して液体燃料の燃焼にも対応できるようにしたものである。 In this embodiment, the liquid fuel nozzle 68 and the atomizing air nozzle 69 is placed in the diffusion burner 61 of the embodiment shown in FIG. 8, also supports the liquid fuel 66 is atomized by atomizing air 65 for combustion of the liquid fuel it is obtained by possible way. 低NOx化という点では多くは期待できないが、燃料の供給状況によっては柔軟な対応が可能な燃焼器を提供するものである。 Many in terms of NOx reduction can not be expected, but by the supply condition of the fuel is intended to provide a possible flexibility combustor.
【0041】 [0041]
(第7の実施例) (Seventh Embodiment)
図10には第7の実施例を示す。 FIG. 10 shows a seventh embodiment. 本実施例は図1および図4で示した第1の実施例に、燃焼器の下流側に補助的な燃料供給系71とヘッダー72,ノズル73を追加した例である。 This embodiment to the first embodiment shown in FIGS. 1 and 4, auxiliary fuel supply system 71 and the header 72 on the downstream side of the combustor, an example of adding nozzle 73. ノズル73から噴出した燃料は空気孔74を通って同軸状の噴流となって燃焼室に流入し、上流側から流れてくる高温ガスにより燃焼反応が進む。 The fuel jetted from the nozzle 73 through the air hole 74 flows into the combustion chamber becomes coaxial jet, the combustion reaction proceeds by hot gas flowing from the upstream side.
【0042】 [0042]
このような構成とすることにより、構造は複雑となるが、さらに、負荷対応が柔軟な低NOx燃焼器を提供できる。 With such a configuration, the structure becomes complicated, and further, the load correspondence can provide a flexible low NOx combustors.
【0043】 [0043]
(第8の実施例) (Eighth embodiment)
図11には第8の実施例を示す。 The Figure 11 shows the eighth embodiment. 本実施例では図5に示した実施例の個々の燃料ノズルを2重構造化することにより、内側の液体燃料ノズル68には液体燃料66を供給し、外側のノズル81には噴霧空気65を供給することで液体燃料66を用いた場合にも多数の同軸噴流を形成して逆火ポテンシャルのきわめて小さい低NOx燃焼を実現することができる。 By double structure of the individual fuel nozzles of the embodiment shown in FIG. 5 in the present embodiment, the inside of the liquid fuel nozzle 68 supplies the liquid fuel 66, the atomizing air 65 to the outside of the nozzle 81 it is possible to realize a very small low NOx combustion flashback potential be formed a number of coaxial jets in the case of using the liquid fuel 66 by supplying.
【0044】 [0044]
また、液体燃料の供給を止め、噴霧空気の代わりに気体燃料を供給することにより、気体燃料の低NOx燃焼器としても動作することが可能であり、液体と気体の両方の燃料に対応した燃焼器の提供が可能となる特徴も合わせ持つことができる。 Further, stopping the supply of the liquid fuel by supplying the gaseous fuel instead of spray air, it is possible to operate as a low NOx combustor of the gaseous fuel, corresponding to the fuel of both liquid and gaseous combustion wherein the vessel providing it is possible can also have combined.
【0045】 [0045]
このように、燃料ノズルの一部またはすべてを二重構造として、液体燃料の噴霧と気体燃料を切り替えてまたは併用して使用できるようにしたことで、液体と気体の両方の燃料に対応できる。 Thus, some or all of the fuel nozzle as a double structure, it was to be used by switching the spray and the gas fuel in a liquid fuel or in combination, can cope with fuel for both liquid and gas.
【0046】 [0046]
以上のように、前述の実施例によると、燃料を空気流が包み込むような多数の同軸の噴流とすることにより、燃料は燃焼室に流入した後、実際に高温ガスに接触して燃焼を開始する前に周囲の同軸空気流と混合し、適度な混合比の予混合気となったあと燃焼する。 As described above, the start according to the embodiments described above, by the fuel and many coaxial jets enfolding airflow, the after fuel which has flowed into the combustion chamber, actually in contact with the hot gas combustion mixed with the surrounding coaxial air stream before and after combustion becomes premixture moderate mixing ratio. このため、希薄予混合燃焼と同等の低NOx燃焼が可能となる。 Therefore, it is possible to lean premixed combustion equivalent low NOx combustion. このとき、従来の予混合燃焼器の予混合管に相当する部分が極めて短く、また壁面近傍で燃料濃度がほぼゼロとなるため逆火による焼損のポテンシャルも極めて低い信頼性の高い燃焼器を提供できる。 In this case, provide a conventional very short portion corresponding to premixing tube premixed combustors, also the potential of burnout caused by flash back since the fuel concentration becomes almost zero near the wall high extremely unreliable combustor it can.
【0047】 [0047]
(第9の実施例) (Ninth embodiment)
図12は、燃料ノズル55と燃焼空気孔52をほぼ同軸配置した部分断面図を示す。 Figure 12 shows a partial cross-sectional view substantially coaxially arranged combustion air holes 52 and fuel nozzles 55. 燃料ノズル55の燃料噴出下流側に燃焼空気孔52を設けている。 The fuel injection downstream of the fuel nozzle 55 is provided with a combustion air hole 52. つまり、燃料ノズル55の燃料噴出下流側に予混合流路が形成される。 That is, premixed combined channel is formed in the fuel jet downstream of the fuel nozzles 55. この燃焼空気孔52の大きさ(流路面積)は、燃料ノズル55の燃料噴出孔面積よりも大きく形成することが良い。 The size of the combustion air holes 52 (flow area), it is better to larger than the fuel injection holes area of ​​the fuel nozzle 55. 本実施例では、燃焼空気孔52の直径(予混合流路直径面積)は、燃料ノズル55の燃料噴出孔直径(面積)よりも大きく形成されている。 In this embodiment, the diameter of the combustion air holes 52 (premixing combined channel diameter area) is larger than the fuel injection hole diameter of the fuel nozzle 55 (the area). 燃料ノズル55からこの予混合流路を介して燃料を噴出して、燃料と空気を同軸噴流している。 The fuel jetted from the fuel nozzle 55 through the premixed combined channel, the fuel and air are coaxial jet. この際、燃料ノズル55からの燃料は、燃焼空気孔52の入り口部のほぼ中心に向かって噴出し良好な同軸噴流を形成することが望ましい。 At this time, the fuel from the fuel nozzle 55 is preferably substantially toward the center ejected form a good coaxial jet entrance portion of the combustion air holes 52. また、本実施例の場合、空気出口下流の燃料濃度分布は図中に示すとおり同軸流の軸を中心に対称な形をしており、下流に行くに従い急速に混合し均一化していく。 Further, in this embodiment, the fuel concentration distribution of the air outlet downstream is of a coaxial flow symmetric shape axis centered on the as shown in the figure, will rapidly mixed homogenized as it goes downstream. これにより従来の予混合燃焼方式に比べて、短い予混合距離で同等の低NOx性能を実現することができる。 Thereby as compared with the conventional premixed combustion method, to achieve a comparable low NOx performance at short premixing distance.
【0048】 [0048]
また、図13(a)及び図13(b)は、燃料ノズル55の燃料噴流軸に対して燃焼空気孔52の軸を角度θ°傾けて配置した例である。 Further, FIG. 13 (a) and FIG. 13 (b), an example of arranging the axis of the combustion air holes 52 angle theta ° inclined relative to the fuel jet axis of the fuel nozzle 55. 燃焼空気孔52の入り口付近では同軸状配置で、流れ方向に対して燃焼空気孔52を傾けたものである。 In coaxially disposed in near the entrance of the combustion air holes 52, in which the flow direction is inclined combustion air hole 52. このように配置した場合の空気出口下流の燃料濃度分布は、図中に示すように空気噴流軸に対して非対称な分布となる。 Thus the fuel concentration distribution of the air outlet downstream when placed becomes asymmetrical distribution with respect to the air jet axis as shown in FIG. 下流に行くに従い混合して均一化するが軸に対する非対称性は完全には解消されず、濃度偏差が残ると考えられる。 Asymmetry will be homogenized by mixing as it goes downstream with respect to the axis is not completely eliminated, is considered to density deviation remains. そして、例えば、図13(b)に示すように、同軸噴流の集合体で形成されるバーナの中心近くの同軸噴孔にこのような燃料噴流軸と空気孔軸のズレを積極的に利用することが考えられる。 Then, for example, as shown in FIG. 13 (b), positively utilizing the deviation of such a fuel jet axis and the air hole axis near the center of the coaxial injection holes of the burner formed by the assembly of coaxial jet it is conceivable. つまり、本実施例では、保炎領域周り,バーナ中心部付近に前述の燃焼空気孔52の傾きθ°を設け、反中心側の燃焼空気孔52を傾けずに(θ=0°)構成し、火炎保持領域の燃料濃度を比較的濃い状態に保ち、火炎の安定性を強化することができる。 That is, in this embodiment, the flame holding area around the vicinity of the burner central portion an inclination theta ° of the combustion air holes 52 described above is provided, without tilting the combustion air holes 52 in the counter-center side (θ = 0 °) constitute to keep the fuel concentration of the flame holding area to a relatively dense state, it is possible to enhance the stability of the flame. 本実施例では燃料噴孔に旋回角や内向き・外向き角の無いストレートな燃料噴孔を採用しながら空気孔のみに旋回角などのバーナの軸と平行ではない角度を持たせることにより、比較的簡単な構造で予混合気に旋回や内向き・外向き角を付与することができ、バーナの構成・目的に応じて予混合気の流れを比較的簡単な構造で設定できる点で優れている。 By providing the shaft and not parallel angle of the burner, such as the turning angle only air holes while adopting the straight fuel injection hole without turning angle and an inward-outward angle to the fuel injection hole in the present embodiment, it is possible to impart swirl and inward-outward angle premixture with a relatively simple structure, excellent in that it can set a relatively simple structure the flow of the premixed gas in accordance with the configuration and purpose of the burner ing.
【0049】 [0049]
次に、図14は、燃料噴孔と空気孔の同軸配置の軸方向は同一で位置ずれdを意図的に設定した例である。 Next, FIG. 14, the axial direction of the coaxial arrangement of the fuel injection hole and the air hole are examples which are intended to set the positional deviation d in the same. このずれによって、図中に示すように空気噴流軸に対して濃度偏差は非対称な分布となり、燃料の濃度偏差を積極的に発生させることができ、燃焼安定性向上などの燃焼特性改善をはかることができる。 This shift, density deviation with respect to the air jet axis as shown in the figure becomes asymmetrical distribution, density deviation in the fuel actively can be generated, be achieved combustion characteristics improvements such as combustion stability improvement can.
【0050】 [0050]
このような本実施例では、予混合流路内で燃料ノズル55からの燃料は、ほぼ予混合流路中心に沿って流れる。 In such embodiment, the fuel from the fuel nozzle 55 with premixed confluent passage flows substantially along the premixed combined channel center. また、燃料ノズル55の外周側から空気が予混合流路内でその流路外周側に沿って流れるよう構成している。 The air from the outer periphery of the fuel nozzle 55 is configured to flow along the flow path outer peripheral side premixed merging path. そのため、予混合流路内では燃料の流れに沿ってその燃料流れの外周側を空気が流れ、両者の流れはほぼ同軸状となる。 Therefore, the outer peripheral side of the fuel flow air flows along the flow of the fuel in the premixing merging path, both the flow is substantially coaxial. このようなノズル形態を複数設けることで、混合促進が図れ、簡易な構造で安定燃焼を実現可能となる。 By providing a plurality of such nozzles form, Hakare mixing promotion, it is possible to realize a stable combustion with a simple structure.
【0051】 [0051]
また、図15(a)及び(b)には、予混合長さLの長短の例を示す。 Further, in FIGS. 15 (a) and (b) shows an example of the long and short premixed length L. 空気孔から出た後の急拡大による混合が支配的で、予混合長さLが混合の均一性、低NOx性能に与える影響はそれほど大きくないと考えられる。 Mixed by rapid expansion after exiting from the air hole is dominant, the uniformity of the premixed length L is mixed, impact on low NOx performance is considered not so large. 図15(a)のように空気孔を形成する部材を薄くして予混合距離Lを短くしても低NOx性能は十分に確保できると考えられる。 Figure 15 a member forming the air hole as (a) a thin and even a shorter premixing distance L is considered that low NOx performance can be sufficiently secured. 一方、空気孔を形成する部材の材料や、空気孔の穴加工の加工費節約が期待できコスト低減が有利である。 On the other hand, the material and the members forming the air hole, cost reduction can be expected processing costs savings drilling the air holes is advantageous. 図15(b)には予混合長さLを十分長くとった場合の例を示す。 Figure 15 is the (b) shows an example in which took long enough premix length L. 燃料と空気がこの流路内で十分に混合することが期待でき、一層低NOx性に優れた燃焼器を提供できる。 Fuel and air can be expected to be well mixed in the flow path, it can provide a combustor more excellent in low-NOx properties. 更に、空気孔に斜めの角度をつけて旋回成分を与えたり、内向き・外向きの偏向角を与えるなどの機能を付与する場合にもLが空気孔径の数倍程度あった方が有利である。 Additionally, or swirled component at an angle oblique to the air holes, even in the case of imparting functions such as giving the deflection angle of the inward-outward L is more advantageous that were several times the air hole diameter is there.
【0052】 [0052]
図15(c)及び(d)には、燃料噴孔先端と空気孔入り口の軸方向距離Gが違う例を示す。 Figure 15 (c) and (d) shows an example in which the axial distance G is different in fuel injection orifice tip and the air hole inlet. 図15(c)は、Gが大きい例で、実質的な予混合距離が長く取れ、混合の均一化,低NOx性について有利と考えられる。 Figure 15 (c) in G is large example, take longer substantial premixing distance, uniformity of mixing, be advantageous for low NOx resistance. また、燃料ノズルの長さを短くできるため、燃料ノズルの製作性が向上し、コスト低減が図れる。 Further, since it reduce the length of the fuel nozzles, it improves the fabrication of the fuel nozzle, cost reduction can be achieved. 一方、図15(d)は、相対的に燃料ノズル55の下流側に予混合流路を形成し、軸方向距離Gがマイナスで燃料噴孔が空気孔内に突き出した配置である。 On the other hand, FIG. 15 (d) on the downstream side of the relatively fuel nozzle 55 to form a premixed combined channel, which is arranged to axial distance G is the fuel injection orifice at minus projecting into the air hole. このような配置とすることにより、逆火のポテンシャルは一層低減され、ジメチルエーテル(DME)などの着火性の良い燃料を低NOxで燃焼させる場合などに有効であると考えられる。 With such an arrangement, the potential of the flashback is further reduced, it is considered to be effective when burning the ignitability good fuel such as dimethyl ether (DME) with low NOx.
【0053】 [0053]
図15(e)及び(f)には、空気孔の直径Dの大きさが小さい例と大きい例である。 FIG 15 (e) and (f), it is a great example and a small example the size of the diameter D of the air hole. 空気孔の直径Dが小さくその分、数を多く設置した図15(e)の場合は、燃料と空気がバーナから細かく分散して供給されるため、短い距離で均一に良く混合し、より低NOx性能を重視する場合に適している。 Correspondingly smaller diameter D of the air hole, in the case of FIG. 15 installed large number (e), since the fuel and air are supplied in finely dispersed from the burner, and mixed uniformly well at short distances, lower It is suitable for the case to focus on NOx performance. 図15(f)のように空気孔直径Dを大きくして空気孔の数を少なく配置する場合には、混合距離が長く必要で、均一性もやや損なわれるため低NOx性能はやや劣るが、製作工数の削減が図れるとともに要求される製作精度も比較的粗くでき、コスト低減に重点をおく場合に有利である。 When placing fewer by increasing the air hole diameter D air holes as shown in FIG. 15 (f) are mixed distance needs longer a low NOx performance for uniformity also slightly impaired is slightly inferior, manufacturing accuracy of reduction in number of manufacturing steps are required with attained also relatively rough, it is advantageous if the focus on cost reduction.
【0054】 [0054]
(第10の実施例) (Tenth Embodiment)
図16(a)には他の実施例を示す。 The Figure 16 (a) shows another embodiment. これまでに述べた実施例では同軸空気孔のバーナ面内の配置は同心円状に分散して配置する例を示してきたが、格子状配置や千鳥配置としても基本的な特性は失われるものではない。 Although in the embodiment described so far the arrangement of the burner surface of the coaxial air hole has shown an example in which disposed concentrically dispersed, intended to fundamental characteristics are lost even in a grid arrangement or zigzag arrangement Absent. 図16(a)はそのように配置する場合の例を示すものである。 FIG. 16 (a) illustrates an example of a case of arranging as such. このように配置する場合、燃焼器ライナーでの平均流速にもよるが、火炎の形成される軸方向位置がライナー断面内でほぼ同一の浮き上がった火炎となる。 When arranging in this manner, depending on the average flow velocity in the combustor liner, the axial position formed flame is flame lifted almost the same within the liner section. 製作する上では単純で良いが火炎の安定化という点では十分ではない場合もある。 It may be a simple in terms of production, but in terms of stabilization of the flame may not be enough. 図16(b)はそのような場合に対して、バーナ面内の一部に、空気孔のピッチは同一でも空気孔の面積の小さな領域や、空気孔の無いまたはピッチの大きな領域などを設けて低流速部や循環流領域を形成し、この部分で火炎を安定化するようにした例である。 For the case FIG. 16 (b) such a part of the burner surface, provided the pitch of the air hole is small region or area of ​​the air holes in the same, and large areas of no air holes or pitch Te to form a low velocity portion and circulatory flow region, an example in which so as to stabilize the flame in this portion. このように構成することで逆火ポテンシャルが小さく、低NOx性と燃焼安定性を兼ね備えた燃焼器を提供できる。 Thus flashback potential is small by construction, can provide a combustor that combines the combustion stability and low NOx resistance.
【0055】 [0055]
(第11の実施例) (Eleventh embodiment)
図17に本発明の予混合距離LとNOx排出量の関係についての実験結果の一例を示す。 It shows an example of the experimental result of the relationship of the premixing distance L and NOx emissions present invention in FIG. 17. 燃料と空気を完全に混合したあと燃焼させる完全予混合燃焼では混合距離を十分長くとるか圧力損失の大きな混合デバイスが必要であるが、排出されるNOxは非常に低くなる。 It is necessary a large mixing device if the pressure loss takes sufficiently long mixing distance in a completely premixed combustion to after combustion was thoroughly mixed fuel and air, NOx discharged is very low. (図中A点)一方、環状の予混合流路に複数の燃料ノズルを配置して形成する実用的な予混合器構造においては予混合距離Lに概略逆比例でNOxが増加し、このような予混合器の一例のNOxを図中B点に示す。 (A in the figure point) on the other hand, NOx is increased in general inversely proportional to the premixing distance L in practical premixer structure formed by arranging a plurality of fuel nozzles in the premixed combined channel annular thus an example of NOx, such premixer shown in B in the drawing points.
【0056】 [0056]
これに対し、本発明では、燃料と空気を多数の同軸噴流として配置する本発明の一実施例の予混合距離とNOx排出量の関係は図中C点に示すとおりで、完全予混合燃焼には及ばないものの、従来構造の20分の1以下の予混合距離で従来の予混合器と同等のNOx性能を発揮することが示されている。 In contrast, in the present invention, the relationship between the fuel and premixed distance and NOx emissions of an embodiment of the present invention that the air to place as many coaxial jet is as shown in point C in the figure to complete premixed combustion although not extend, it has been shown to exhibit the same NOx performance and conventional premixer 1 following premixed 20 minutes in a conventional structure.
【0057】 [0057]
【発明の効果】 【Effect of the invention】
本発明によると、低NOxかつ燃焼安定性に優れたガスタービン燃焼器およびガスタービン燃焼器の運転方法を提供することができる。 According to the present invention can provide a method for operating a low NOx and the combustion stability excellent gas turbine combustor and a gas turbine combustor.
【図面の簡単な説明】 BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS
【図1】本発明の第1の実施例の全体断面図を含む説明図。 Diagram including the entire cross-sectional view of a first embodiment of the present invention; FIG.
【図2】拡散燃焼方式の説明図。 FIG. 2 is an explanatory view of a diffusion combustion system.
【図3】予混合燃焼方式の説明図。 Figure 3 is an explanatory diagram of a premixed combustion system.
【図4】本発明の第1の実施例のノズル部詳細説明図。 [4] the nozzle section detailed illustration of a first embodiment of the present invention.
【図5】本発明の第2の実施例のノズル部詳細説明図。 [5] the nozzle section detailed illustration of a second embodiment of the present invention.
【図6】本発明の第3の実施例のノズル部詳細説明図。 [6] the nozzle section detailed illustration of a third embodiment of the present invention.
【図7】本発明の第4の実施例のノズル部詳細説明図。 [7] the nozzle section detailed illustration of a fourth embodiment of the present invention.
【図8】本発明の第5の実施例のノズル部詳細説明図。 [8] the nozzle section detailed illustration of a fifth embodiment of the present invention.
【図9】本発明の第6の実施例のノズル部詳細説明図。 [9] The sixth nozzle portion detailed schematic view of another preferred embodiment of the present invention.
【図10】本発明の第7の実施例のノズル部詳細説明図。 [10] Seventh nozzle portion detailed schematic view of another preferred embodiment of the present invention.
【図11】本発明の第8の実施例のノズル部詳細説明図。 [11] Eighth nozzle portion detailed schematic view of another preferred embodiment of the present invention.
【図12】本発明の第9の実施例のノズル部詳細説明図。 [12] the nozzle section detailed illustration of a ninth embodiment of the present invention.
【図13】本発明の第9の実施例の他のノズル部詳細説明図。 [13] Ninth other nozzle detailed schematic view of another preferred embodiment of the present invention.
【図14】本発明の第9の実施例の他のノズル部詳細説明図。 [14] Ninth other nozzle detailed schematic view of another preferred embodiment of the present invention.
【図15】本発明の種々のノズル形態を示す図。 It shows various nozzle forms of the present invention; FIG.
【図16】本発明の第10の実施例のノズル部詳細説明図。 [16] Tenth nozzle portion detailed schematic view of another preferred embodiment of the present invention.
【図17】予混合距離とNOx排出量の関係を示す図。 Figure 17 is a graph showing a relation of the premixing distance and NOx emissions.
【符号の説明】 DESCRIPTION OF SYMBOLS
1…燃焼室、2…外筒、3…燃焼器ライナ、4…拡散火炎、5…予混合火炎、8,55,56…燃料ノズル、10…圧縮機、12,63…空気旋回器、13…拡散燃料ノズル、14…燃焼空気孔、16…気体燃料、17…冷却空気孔、18…タービン、21…予混合用気体燃料、22…予混合気、23…予混合器、31…冷却空気、32…希釈空気、33…1次燃焼用空気、49…頭部旋回空気、 1 ... combustion chamber, 2 ... outer cylinder, 3 ... combustor liner, 4 ... diffusion flame, 5 ... premixed flame, 8,55,56 ... fuel nozzle, 10 ... compressor, 12,63 ... air swirler, 13 ... diffusion fuel nozzle, 14 ... combustion air hole 16 ... gas fuel, 17 ... cooling air holes 18 ... turbine, 21 ... premixed gas fuel, 22 ... premixed gas 23 ... premixer, 31 ... cooling air , 32 ... dilution air, 33 ... primary combustion air, 49 ... head swirling air,
50…空気、51…同軸空気、52,57,74…空気孔、53,54…燃料、61…拡散バーナー、62…燃料噴孔、65…噴霧空気、66…液体燃料、68…液体燃料ノズル、69…噴霧空気ノズル、71,80…燃料供給系、72…ヘッダー、73…ノズル。 50 ... air, 51 ... coaxial air, 52,57,74 ... air holes, 53, 54 ... Fuel, 61 ... diffusion burner 62 ... fuel injection hole, 65 ... atomizing air, 66 ... liquid fuel, 68 ... liquid fuel nozzle , 69 ... atomizing air nozzle, 71, 80 ... fuel supply system, 72 ... header, 73 ... nozzle.

Claims (6)

  1. 燃料噴流と該燃料噴流の外周側を流れる空気流との同軸噴流が形成されるように、 気体燃料を燃焼室に噴出する複数の燃料ノズルと空気を該燃焼室に噴出する複数の空気孔とを配置し、 As the coaxial jet of the air flow through the outer peripheral side of the fuel jet and the fuel jet is formed, a plurality of air holes for jetting a plurality of fuel nozzles and air ejected gaseous fuel into the combustion chamber to the combustion chamber It was placed,
    前記同軸噴流の気体燃料と空気が燃焼室に噴出するように、複数の空気孔を有する盤状部材を前記燃焼室の壁面に配置し、 Wherein as gaseous fuel and air coaxial jet is ejected into the combustion chamber, disposed board-shaped member having a plurality of air holes on the wall of the combustion chamber,
    前記空気孔の流路面積は、前記燃料ノズルの燃料噴出孔の流路面積よりも大きく形成され、 The flow passage area of ​​the air hole is formed larger than the flow passage area of ​​the fuel injection hole of the fuel nozzle,
    該盤状部材の上流側の空気と前記燃料ノズルからの気体燃料とを前記空気孔の予混合流路で予混合した後に前記燃焼室で急速混合するように、 The so rapid mixing in the combustion chamber and the gaseous fuel from the fuel nozzle and upstream of the air該盤shaped member after premixed with premixed combined channel of the air hole,
    前記燃焼室の壁面より上流側であって、前記空気孔の入口付近に前記燃料ノズルの先端を配置し、 A upstream of the wall surface of the combustion chamber, the tip of the fuel nozzle disposed in the vicinity of the inlet of the air hole,
    前記燃料ノズルからの気体燃料を前記空気孔に向かって噴出させるとともに、 The gaseous fuel from the fuel nozzle with jetting toward the air hole,
    複数の前記燃料ノズルと複数の前記空気孔を一つのモジュールとして形成し、前記燃料ノズルの燃料噴流軸に対して、前記モジュールに設けられた前記空気孔のうち、一部の前記空気孔のみについて軸を傾けることを特徴とするガスタービン燃焼器。 Forming a plurality of said fuel nozzles and a plurality of said air holes as a single module, the fuel jet axis of the fuel nozzle, of the air hole provided in the module, for only a portion of the air hole gas turbine combustor, wherein the tilting axis.
  2. 請求項1に記載のガスタービン燃焼器において、 The gas turbine combustor according to claim 1,
    多数の該燃料ノズルを複数の燃料供給系統に分割し、ガスタービンの負荷によってそれぞれの燃料流量を独立に制御する制御装置を備えたことを特徴とするガスタービン燃焼器。 Dividing a number of the fuel nozzles in a plurality of fuel supply system, a gas turbine combustor, characterized in that it comprises a control device for independently controlling the respective fuel flow rate depending on the load of the gas turbine.
  3. 請求項1に記載のガスタービン燃焼器において、 The gas turbine combustor according to claim 1,
    個々の空気孔または燃料ノズルにそれぞれの軸周りに旋回成分を付与する機構を付与したことを特徴とするガスタービン燃焼器。 Gas turbine combustor characterized by being imparted a mechanism for imparting swirling component about their respective axes in each of the air holes or fuel nozzle.
  4. 請求項1に記載のガスタービン燃焼器において、 The gas turbine combustor according to claim 1,
    該燃料ノズルの一部またはすべてを二重構造として液体燃料の噴霧と気体燃料を切り替えてまたは併用して使用できるようにしたことを特徴とするガスタービン燃焼器。 Gas turbine combustor is characterized in that some or all of the fuel nozzle so as to spray the gaseous fuel in a liquid fuel can be used in or in combination with switching as a double structure.
  5. 気体燃料を燃焼室に噴出する複数の燃料ノズルと空気を該燃焼室に噴出する複数の空気孔とを配置したガスタービン燃焼器の運転方法であって、 Gaseous fuel to a plurality of fuel nozzles and a plurality of air holes and the gas turbine combustor operating method arranged for injecting air into the combustion chamber to be ejected into the combustion chamber,
    前記燃焼室の壁面に配置された複数の空気孔を有する盤状部材を備え、 Comprises a board-shaped member having a plurality of air holes arranged on the wall surface of the combustion chamber,
    前記空気孔の流路面積は、前記燃料ノズルの燃料噴出孔の流路面積よりも大きく形成し、 The flow passage area of ​​the air hole is formed larger than the flow passage area of ​​the fuel injection hole of the fuel nozzle,
    前記燃焼室の壁面より上流側であって、前記空気孔の入口付近に配置された前記燃料ノズルの先端から該気体燃料を前記空気孔に向かって噴出し、燃料噴流と該燃料噴流の外周側を流れる空気流との同軸噴流を形成して、前記盤状部材の上流側の空気と前記燃料ノズルからの気体燃料とを前記空気孔の予混合流路で予混合させた後、 A upstream of the wall surface of the combustion chamber, the gaseous fuel from the tip of the fuel nozzle that is disposed on the vicinity of the inlet of the air hole ejected toward the air hole, the outer peripheral side of the fuel jet and the fuel jet the forming a coaxial jet of the air flow through, after premixed and gaseous fuel from the fuel nozzle and upstream of the air of the plate-like member in premixed combined channel of the air hole,
    前記盤状部材から前記同軸噴流の気体燃料と空気を燃焼室に噴出させて、前記燃焼室で急速混合させるとともに、 By ejecting a gaseous fuel and air in the coaxial jet from the plate-like member into the combustion chamber, it causes rapid mixing in said combustion chamber,
    複数の前記燃料ノズルと複数の前記空気孔を一つのモジュールとして形成し、前記燃料ノズルの燃料噴流軸に対して、前記モジュールに設けられた前記空気孔のうち、一部の前記空気孔のみから噴出する同軸噴流の軸が傾斜することを特徴とするガスタービン燃焼器の運転方法。 Forming a plurality of said fuel nozzles and a plurality of said air holes as a single module, the fuel jet axis of the fuel nozzle, of the air hole provided in the module, only a portion of the air hole the method of operating a gas turbine combustor, wherein the axis of the coaxial jet jetting is inclined.
  6. 請求項に記載のガスタービン燃焼器の運転方法であって、 A method of operating a gas turbine combustor according to claim 5,
    前記燃料ノズルを複数の燃料供給系統に分割し、ガスタービン負荷によってそれぞれの燃料流量を独立に制御することを特徴とするガスタービン燃焼器の運転方法。 The fuel nozzle is divided into a plurality of fuel supply system, a method of operating a gas turbine combustor and controlling independently each of the fuel flow rate by the gas turbine load.
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2682586A2 (en) 2012-07-06 2014-01-08 Hitachi Ltd. Gas turbine combustor and operating method for gas turbine combustor
WO2014141397A1 (en) 2013-03-13 2014-09-18 株式会社日立製作所 Gas turbine combustor

Families Citing this family (55)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7284378B2 (en) * 2004-06-04 2007-10-23 General Electric Company Methods and apparatus for low emission gas turbine energy generation
JP4653985B2 (en) 2004-09-02 2011-03-16 株式会社日立製作所 The method for supplying the combustor and a gas turbine combustor, and air to the combustor
JP4945901B2 (en) * 2005-01-07 2012-06-06 株式会社日立製作所 Method of operating a fuel cell power generation system
JP4591282B2 (en) * 2005-08-30 2010-12-01 株式会社日立製作所 Gas turbine power generation system
JP4622885B2 (en) * 2006-02-27 2011-02-02 株式会社日立製作所 The fuel supply method of the combustion apparatus and the combustion device
JP4882422B2 (en) * 2006-02-28 2012-02-22 株式会社日立製作所 Combustion method for a gas turbine combustor and a combustion device
JP4894295B2 (en) * 2006-02-28 2012-03-14 株式会社日立製作所 Combustion method of the combustion apparatus and the combustion retrofit method, and combustion device
JP2008111651A (en) * 2006-10-02 2008-05-15 Hitachi Ltd Gas turbine combustor and method for supplying fuel to gas turbine combustor
JP4838107B2 (en) * 2006-12-11 2011-12-14 株式会社日立製作所 Gas turbine combustor used in a high humidity gas turbine and gas turbine
JP5023687B2 (en) * 2006-12-20 2012-09-12 株式会社Ihi A combustor and gas turbine
JP4735548B2 (en) * 2007-01-17 2011-07-27 株式会社日立製作所 Humid air turbine and operation method thereof
JP4719704B2 (en) * 2007-03-09 2011-07-06 株式会社日立製作所 Gas turbine combustor
JP4466667B2 (en) 2007-03-19 2010-05-26 株式会社日立製作所 Humid air turbine control method of the control device and humid air turbine of humid air turbine
US20080268387A1 (en) 2007-04-26 2008-10-30 Takeo Saito Combustion equipment and burner combustion method
JP4959620B2 (en) * 2007-04-26 2012-06-27 株式会社日立製作所 The method of the fuel supply combustor and the combustor
EP1985920A3 (en) 2007-04-26 2016-04-27 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Combustor and a fuel suppy method for the combustor
JP4854613B2 (en) * 2007-07-09 2012-01-18 株式会社日立製作所 Combustor and the gas turbine combustor
JP4922878B2 (en) * 2007-09-19 2012-04-25 株式会社日立製作所 Gas turbine combustor
JP4906689B2 (en) * 2007-11-29 2012-03-28 株式会社日立製作所 Burner, remodeling method of the combustion apparatus and the combustion device
JP4979615B2 (en) 2008-03-05 2012-07-18 株式会社日立製作所 The method of the fuel supply combustor and the combustor
JP5308085B2 (en) * 2008-07-08 2013-10-09 電気化学工業株式会社 The method of producing spherical metal oxide powder
JP2010060189A (en) 2008-09-03 2010-03-18 Hitachi Ltd Burner, and method for supplying fuel and method for modifying fuel nozzle in burner
JP4872992B2 (en) * 2008-09-12 2012-02-08 株式会社日立製作所 Combustor, a method of fueling a combustor and a combustor method remodeling
JP4934696B2 (en) 2009-03-26 2012-05-16 株式会社日立製作所 Burner and combustor
JP2010230287A (en) * 2009-03-30 2010-10-14 Hitachi Ltd Coal gasification power-generating plant and combustion method for coal gasification power-generating plant
US8763399B2 (en) 2009-04-03 2014-07-01 Hitachi, Ltd. Combustor having modified spacing of air blowholes in an air blowhole plate
EP2430362A1 (en) * 2009-05-07 2012-03-21 General Electric Company Multi-premixer fuel nozzle
JP5103454B2 (en) 2009-09-30 2012-12-19 株式会社日立製作所 Combustor
US8402763B2 (en) * 2009-10-26 2013-03-26 General Electric Company Combustor headend guide vanes to reduce flow maldistribution into multi-nozzle arrangement
JP5084847B2 (en) * 2010-01-13 2012-11-28 株式会社日立製作所 Gas turbine combustor
EP2362143B1 (en) * 2010-02-19 2012-08-29 Siemens Aktiengesellschaft Burner assembly
JP5716313B2 (en) * 2010-08-05 2015-05-13 株式会社Ihi Burner
JP2012037103A (en) * 2010-08-05 2012-02-23 Hitachi Ltd Gas turbine combustor
JP5470662B2 (en) 2011-01-27 2014-04-16 株式会社日立製作所 Gas turbine combustor
FR2976649B1 (en) * 2011-06-20 2015-01-23 Turbomeca Method of fuel injection into a combustion chamber of a gas turbine and injection system for its implementation
JP5438727B2 (en) 2011-07-27 2014-03-12 株式会社日立製作所 Combustor, burner and gas turbine
JP5241906B2 (en) * 2011-11-18 2013-07-17 株式会社日立製作所 Burner and burner method of operation
US9366440B2 (en) * 2012-01-04 2016-06-14 General Electric Company Fuel nozzles with mixing tubes surrounding a liquid fuel cartridge for injecting fuel in a gas turbine combustor
JP5458121B2 (en) 2012-01-27 2014-04-02 株式会社日立製作所 The method of operating a gas turbine combustor and a gas turbine combustor
JP5331909B2 (en) * 2012-02-17 2013-10-30 株式会社日立製作所 Combustor
JP5669771B2 (en) * 2012-02-22 2015-02-18 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Gas turbine combustor
US8701419B2 (en) * 2012-05-10 2014-04-22 General Electric Company Multi-tube fuel nozzle with mixing features
US9534781B2 (en) * 2012-05-10 2017-01-03 General Electric Company System and method having multi-tube fuel nozzle with differential flow
JP5908361B2 (en) * 2012-07-24 2016-04-26 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Gas turbine combustor
JP5908379B2 (en) 2012-09-24 2016-04-26 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Gas turbine combustor
JP6004920B2 (en) * 2012-11-28 2016-10-12 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Control method for a gas turbine combustor and a gas turbine combustor
US9562687B2 (en) * 2013-02-06 2017-02-07 General Electric Company Variable volume combustor with an air bypass system
US9671112B2 (en) * 2013-03-12 2017-06-06 General Electric Company Air diffuser for a head end of a combustor
JP6022389B2 (en) * 2013-03-25 2016-11-09 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Gas turbine combustor
JP6210810B2 (en) 2013-09-20 2017-10-11 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Dual-fuel-burning gas turbine combustor
JP6239943B2 (en) 2013-11-13 2017-11-29 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Gas turbine combustor
JP6228434B2 (en) 2013-11-15 2017-11-08 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Gas turbine combustor
JP6262616B2 (en) 2014-08-05 2018-01-17 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Gas turbine combustor
JP2017090000A (en) 2015-11-13 2017-05-25 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Gas turbin combustor
JP2017186950A (en) 2016-04-05 2017-10-12 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Gas turbine combustor

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2682586A2 (en) 2012-07-06 2014-01-08 Hitachi Ltd. Gas turbine combustor and operating method for gas turbine combustor
JP2014016059A (en) * 2012-07-06 2014-01-30 Hitachi Ltd Gas turbine combustor and operation method for gas turbine combustor
US9464809B2 (en) 2012-07-06 2016-10-11 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Gas turbine combustor and operating method for gas turbine combustor
WO2014141397A1 (en) 2013-03-13 2014-09-18 株式会社日立製作所 Gas turbine combustor
US10060625B2 (en) 2013-03-13 2018-08-28 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Gas turbine combustor

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