JP5528580B2 - ローブミキサ付きの燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービン用の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリに関する。さらには、本発明は、燃焼システムに関する。また、本発明は、ガスタービンに関する。加えて、本発明は、燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリを組み立てる組み立て手順に関する。

天然ガスの価格上昇が、いわゆる合成ガスといった代替燃料を検討する方向へガスタービンの発展を後押ししている。これらのガスは、典型的には、石炭、石油コークス又はバイオマスなどの固形原料のガス化プロセスに由来する。ガスタービンにおける合成ガスの使用は、標準天然ガスに比べて多量な体積流量の燃料噴射を必要とする。現在のガスタービンの標準である極低いＮＯｘ値を達成するためには、燃焼器を予混合モードで運転する必要がある。多量の体積流量という合成ガスのもつ現実は、予混合でそれらを燃やすときに重要な課題をもたらす。別に生じる問題は、天然ガスと相違し得るこれら燃料の異なる反応性であり、特に、水素の顕著なフラクションがある場合に反応性が高くなる傾向があること、及びこのことがフラッシュバックの危険を悪化させる問題をなすことである。これらは、空気通路を通る多量の燃料流量が圧力降下の増加を招き、そして、空気と燃料の混合が希薄の傾向になるという事実につながる。最新の問題は、多量の体積流量のために大きいノズルも要求されるという事実に主に起因し、これは典型的には不適切な混合を招き、したがって、高ＮＯｘ排気を招く。

ＰＣＴ／ＵＳ２００９／００１３３６は、低カロリー（ＬＣ）燃料を噴射する燃料インジェクタ（injector）及びスワーラ（swirler）アセンブリにおける追加ステージを開示する。このステージは、燃料インジェクタの２つの追加列を提供する。該燃料インジェクタは、スワーラのベーン（vane）に実現され、クロスフロージェット（jet-in-cross flow）モードで燃料を噴射する。インジェクタの２つの追加列用にスペースを提供するため、ベーンは、その上流方向へ延伸される。さらに、供給燃料流用にスペースを広げるべく、ハブ（hub）の直径が増やされる。その燃焼器は、フラッシュバック抵抗及び低エネルギーの点で機能性を示す。しかしながら、当該設計に伴う一つの問題として、ＬＣ燃料通路の容量が未だ比較的小さいこと、そして、燃料側圧力降下をできるだけ低く維持するために、天然ガスステージが、ＬＣ燃料噴射用にも使用されるということがある。これは、燃料供給分離の点で装置を比較的複雑にする。全ステージにわたってＬＣ燃料を分離したとしても、圧力降下は比較的大きくなる。さらに、ＬＣ燃料用噴射器は、比較的小さい。これらの燃料はほぼ汚染されるので、目詰まりの問題が生じる。

国際出願番号ＰＣＴ／ＵＳ２００９／００１３３６

本発明は、空気と燃料の改善された混合率を備えた燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリを提供することを目的とする。本発明は、圧力損失を増加させることなく、燃焼器を予混合モードで運転可能な燃焼システムを提供することを他の目的とする。本発明は、ガスタービンの改善をさらに他の目的とする。本発明は、改善された燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリのための組み立て方法の提供をまた別の目的とする。

上記目的は、特許請求の範囲に係る発明により達成される。従属請求項は、本発明の有益な発展及び変形を記載する。

本発明に係るガスタービンの燃料インジェクタ（fuel injector）及びスワーラ（swirler）アセンブリは、
当該燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリの中心軸に設けられた送配管構造と、前記送配管構造に設けられた第１燃料供給経路と、前記送配管構造周囲のシュラウド（shroud）と、前記送配管構造と前記シュラウドとの間に配置されたスワールベーン（swirl vane）と、前記第１燃料供給経路に連通する、前記各スワールベーン内の放射状通路と、前記各スワールベーンの外側面と前記放射状通路との間に開けられた一組の穿孔と、を備え、
前記送配管構造の下流端部へ延伸する第２燃料供給経路が前記送配管構造に設けられると共に、燃料インジェクション（fuel injection）用のローブ（lobe）を有するミキサが前記下流端部に設けられている。

比較的に多い中心燃料インジェクションにより、本発明に係る燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリは、低カロリー燃料による運転中の圧力損失を減少させる。また、燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリの中心での反応性ＬＣ燃料の噴射は、スワールベーンを通したＬＣ燃料噴射を伴う従来技術の解決策に比べて、燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリの壁又はスワーラカップ（swirler cup）に沿ったフラッシュバックに関する危険性を減少させる。さらに、比較的大きな第２燃料供給経路の結果として、目詰まり問題の発生が抑制される。このような関係において、（例えば）天然ガス用の第１燃料供給経路が低カロリー燃料運転中に使用される必要が無いことも重要である。

端部に設けられたローブミキサ（lobed mixer）を有する、ＬＣ燃料用の第２燃料供給経路は、ローブミキサ燃料通路を使用しないときの再循環流を防止するために、ガスタービン中間フレームからの不活性媒体（Ｎ_２又は蒸気）又は封止空気で封止可能である。

有益な態様では、送配管構造は、同軸の円筒状内側及び外側管を備え、その内側管内に第１燃料供給経路が設けられると共に、内側管と外側管との間に環状の第２燃料供給経路が形成される。

別の有益な態様では、ミキサの各ローブが、スワールベーンの下流間近に位置する。

さらに別の有益な態様では、ローブの個数は、スワールベーンと同数である。

ローブミキサがねじられており、そのローブミキサのねじりが、スワールベーンにより引き起こされるスワールに追従することが、特に有益である。それによりスワール流路が維持され、ミキサが、スワール流に空力効用を提供するスワールベーンの拡張部のように働く。

有益なアレンジでは、ローブミキサのねじり角度は４５°までとする。

好ましくは、ローブの高さは、シュラウドの環状高さの０．５倍までとする。

また、好ましくは、ローブの高さと幅との比率は、０〜８の間、好適には４とする。

有益な態様では、ローブミキサの中心軸にグレイン（grain）が設けられる。グレインは、ローブミキサの中心で混合されずに燃料リッチ領域が残ることを効果的に防止する。

好適には、燃焼システムは、上記本発明に係る燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリを少なくとも１つ備える。

本発明に係るガスタービンは、そのような燃焼システムを備える。

第１燃料供給経路、第２燃料供給経路、放射状通路、スワールベーン、ローブミキサ、及びシュラウドを有する燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリを組み立てる本発明に係る方法において、ローブミキサは、第１燃料供給経路へロウ付け又は溶接される。そして、ロウ付け材が、少なくとも、中心の第１燃料供給経路と放射状通路との間、第２燃料供給経路と放射状通路との間、及び第２燃料供給経路とローブミキサとの間に適用される。組み付けられた燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリに関しては、炉内で１サイクルのロウ付けが行われる。

炉内で燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリをロウ付けする前に、ロウ付け材が、スワールベーンとシュラウドとの間にも適用されることが有益である。

代替案として、シュラウドは、スワールベーンに溶接、特にタップ溶接される。

従来技術のガスタービン燃焼器の側方断面図。 インジェクタスワーラベーンを使用する従来技術の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリの側方断面図。 スワーラベーンの二重通路燃料供給を備える従来技術の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリの側方断面図。 ローブミキサを備えた本発明に係る燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリを示す図。 図４の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリを示す別の図。 ねじり付きローブミキサを示す図。 ローブ高さの減少を伴ったねじり付きのローブミキサを示す図。 燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリの組み立てにおけるロウ付けステップを示す図。

図面を参照して本発明をさらに詳述する。図中、同一又は類似の部品には同様の符号を付してある。

図１は、従来技術の一例としてのガスタービン燃焼器１を示し、その中のいくつかの態様は本発明に適用され得る。ハウジングベース２は、取り付け面３を有する。パイロット燃料送配管４は、パイロット燃料発散ノズル５を有する。燃料インレット（inlet）６は、インジェクションポート８を備えた主燃料送配管構造７へ主燃料供給を提供する。パイロット火炎ゾーン１１より下流のライナー（liner）１０内に、主燃焼ゾーン９が形成される。パイロットコーン１２は末広がり端部１３を有し、この末広がり端部１３は、主燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ１４より下流のパイロット燃料発散ノズル５の近辺から突出している。パイロット火炎ゾーン１１は、主燃焼ゾーン９に上流で隣接するパイロットコーン１２内に形成される。

コンプレッサ（図示略）からの圧縮空気１５が、サポートリブ１６の間からスワーラアセンブリ１４を通って流れる。各主スワーラアセンブリ１４の中において、複数のスワーラベーン１７が主燃料インジェクションポート８の上流で乱気流を起こし、圧縮空気１５と燃料１８を混合して燃料／空気混合気１９を生成する。燃料／空気混合気１９は、主燃焼ゾーン９へ流入して燃焼する。一部の圧縮空気２０は、パイロットスワーラアセンブリ２２の内側に位置した一組のベーン２１を通ってパイロット火炎ゾーン１１に進入する。この圧縮空気２０は、パイロットコーン１２内でパイロット燃料２３と混合し、パイロット火炎ゾーン１１へ流入して燃焼する。パイロット燃料２３はパイロット火炎前で給気２０に拡散でき、これにより、パイロット火炎前で主燃料／空気混合気１９よりもリッチな混合気を提供する。これが、全運転条件下で安定したパイロット火炎を維持する。

主燃料１８及びパイロット燃料２３は、同じタイプの燃料又は異なるタイプの燃料であり得る。

図２は、図１のガスタービン燃焼器に比べて洗練された、本願出願人の米国特許出願１２／３５６，１３１において見られるような、従来技術の主燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ１４の基本態様を示す。燃料供給経路２４が、燃料送配管構造７からシュラウド５７へ放射状に延伸するベーン２６の中の放射状通路２５へ、燃料１８を供給する。燃焼吸気１５は、ベーン２６を越えて流れる。燃料１８は、放射状通路２５とベーンの外側面２８との間に開いた穿孔２７から空気１５中へ噴射される。ベーン２６は、燃料／空気混合気１９に乱流又はスワールを生じさせる形状である。

図２の従来設計は、同様の粘性及びエネルギー密度の代替燃料を使用可能とするが、大きく離れた粘性又はエネルギー密度の代替燃料に対して同じようには機能しない。合成ガスは天然ガスの半分以下のエネルギー密度をもつので、合成ガスに関するインジェクタ流量は、天然ガスの場合に比べて少なくとも２倍でなければならない。これにより、これら２つの燃料に対する大きく異なったインジェクタ設計基準が必要となる。

既存のスワーラアセンブリは、多年にわたり見直され、絶えず増大するパフォーマンス基準を達成してきた。実績のあるスワーラ設計の改変はそのパフォーマンスを落とし得る。例えば、低エネルギー密度燃料用により広い放射状通路を収容すべくベーン２６の厚みを増加させることは、スワーラアセンブリを通過する空隙が減少することから、スワーラアセンブリを通る際の圧力損失を増加させ得る。この問題を解決するため、幅広通路に代えて燃料圧力を高めることが低エネルギー密度燃料用に採用可能である。しかし、これにより複雑性と出費が別にもたらされる。したがって、天然ガスなどの第１燃料に関するスワーラアセンブリの現行設計態様はできるだけ維持する一方で、合成ガスなどの低エネルギー密度燃料を代替的に使用する能力を追加することが好適である。

図３は、また別の改善された従来技術設計の態様を示す。第１燃料供給経路２９は、燃料送配管構造３３から放射状に延伸したベーン３２内の第１放射状通路３１へ第１燃料３０を供給する。その代わりに第２燃料供給経路３４は、ベーン３２内の第２及び第３放射状通路３６，３７へ第２燃料３５を供給する。燃料送配管構造３３は、図示のように同心管として、あるいは、その他の管構造で形成され得る。燃焼吸気１５はベーン３２を越えて流れる。第１燃料３０は、第１放射状通路３１とベーンの外側面２８との間に形成された第１穿孔３８から空気１５中へ噴射される。選択可能にして、第２燃料３５が、第２及び第３放射状通路３６，３７とベーンの外側面２８との間にそれぞれ形成された第２及び第３組の穿孔３９，４０から空気１５中へ噴射される。ベーン３２は、スワールその他の手法などで、燃料／空気混合気１９に乱流を生じさせる形状とし得るし、加圧と吸引の側部をもち得る。

第１燃料送配経路２９，３１，３８は、所定の背圧で第１流量を提供する。非類似のエネルギー密度をもつ燃料を受け入れるために、第２燃料送配経路３４，３６，３７，３９，４０は、前記所定の背圧で第２流量を提供する。第１及び第２流量は、少なくとも２つの要因で異なり得る。この差異は、第１及び第２燃料送配経路の各１以上の部分の断面積に違いを設けることにより達成し得るし、当該２つの経路の形状の違いにより増進され得る。燃料供給経路３４と第２及び第３放射状通路３６，３７との間の変位領域４１に曲線を描くと、燃料乱流を減少させて、所定の背圧で燃料流量を増加させることが見出された。放射状通路３６，３７の間のより等しい燃料圧力が、図示のように、変位領域に均等化領域又は高気圧空間（plenum）４１を設けることにより達成された。この均等化領域４１は、放射状通路３６，３７の中心側端部の、拡張された丸い又は累進的な共通容積である。放射状通路３６，３７の間のパーティション４２が、第２燃料供給経路３４から放射状に外に向かって始まり得る。これにより、各放射状通路３７，３６の中心側端部で上流／下流圧力差を減少ないしは排除する、小さい高気圧空間４１が作られる。

図４及び図５は、本発明に係る燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ５８の形態を示す。送配管構造４４は、同軸の円筒状内側及び外側管を備え、その内側管に第１燃料供給経路４３が設けられると共に、内側管と外側管との間に環状の第２燃料供給経路５０が形成される。スワールベーン４６内の放射状通路４５は、第１燃料供給経路４３に連通する。一組の穿孔４７は、放射状通路４５とスワールベーン４６の外側面４８との間に開いている。第１燃料、例えば天然ガス４９は、送配管構造４４の内側管である第１燃料供給経路４３を介して、放射状通路４５及び穿孔４７へ供給される。第２燃料供給経路５０は、送配管構造４４に設けられ、送配管構造４４の下流端部５１まで延伸し、該下流端部においてローブミキサ５２が、第２燃料、例えば合成ガス５３をそれぞれ並行流配列で空気１５又は燃料／空気混合気１９へ噴射する。ローブミキサ５２の曲折エッジ（＝ローブ５５）により、第２燃料５３と空気１５又は第１燃料／空気混合気１９との間の接触面が広くなる。さらには、二次流効果が抑制され得る。これら両形態は、インジェクタの非常に良好な混合性能を導く。また、グレイン５４がローブミキサ５２の中央に導入されており、中心で混合されずに燃料リッチ領域が残ることを効果的に防止する。スワール流路を維持するために、ミキサ５２のローブ５５には、ねじりが与えられる。ローブ５５の個数はベーン４６と同数であり、各ローブ５５は、ベーン４６の下流間近に位置する。図４及び図５は、ウォッベ指数＞１０ＭＪ／Ｎｍ^３でＬＣ燃料を噴射するのに十分なほどＬＣ燃料容量が大きくなる設計を表している。ＬＣ燃料供給に対する大きい経路は、目詰まりのリスクを減少させもする。

図６及び図７は、ローブミキサ５２の２つのバージョンを示し、両バージョンは、上流のスワールベーン４６により惹起されるスワールに追従するように導入されたねじりを有する。ミキサのローブにねじりを付加することは、スワーラカップにおける空気の流線のより良好な追従を可能にする。ただし、これに対するバリエーションとして、ねじり無しのローブミキサも実施され得る。ローブミキサのねじり角度は、０°〜４５°の間であり得る。ローブの高さは、シュラウド５７の環状高さの０〜０．５倍の間におくことができる。ローブの他の重要なパラメータは、その高さと幅との比である。この比率は、０〜８の間、好ましくは４の値におくべきである。比率０は、ローブが平坦で、クロスフロージェットインジェクションが有効に使用されているシチュエーションを表す。これはおおよそ図７に示す設計に対応する。

該燃焼システムがバックアップ燃料（燃料オイル又は天然ガス）で運転している場合、ローブミキサ５２は、ガスタービン中間フレームからの不活性媒体（Ｎ_２又は蒸気）又は封止空気でパージされる。

この燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリを組み立てる際には、ローブミキサ５２がまず、中心の第１燃料（天然ガス）供給経路４３へ溶接又はロウ付けされる。図８は、次の組み立てステップのロウ付け位置を示す。ローブミキサ５２と第１燃料供給経路４３ａが結合された後、ロウ付け材が、少なくとも、中心の第１燃料供給経路４３と放射状通路４５との間（符号５９参照）、第２燃料供給経路５０と放射状通路４５との間（符号６０参照）、及び第２燃料供給経路５０とローブスワーラ５２との間（符号６１参照）に適用される。当該組み付けられたコンポーネントは、高温真空炉内で１サイクル、ロウ付けされる。

同時に、ロウ付け材をスワールベーン４６とシュラウド５７との間（符号６２参照）にも適用すること、あるいは、コンポーネントを炉から出した後に、シュラウド５７をスワールベーン４６に溶接、特にタップ溶接すること、のいずれかが可能である。

Claims (15)

1. ガスタービンの燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ（５８）であって、
   当該燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ（５８）の中心軸に設けられた送配管構造（４４）と、
   前記送配管構造（４４）に設けられた第１燃料供給経路（４３）と、
   前記送配管構造（４４）周囲のシュラウド（５７）と、
   前記送配管構造（４４）と前記シュラウド（５７）との間に設けられたスワールベーン（４６）と、
   前記第１燃料供給経路（４３）に連通する、前記スワールベーン（４６）内の放射状通路（４５）と、
   前記放射状通路（４５）と前記スワールベーン（４６）の外側面（４８）との間に開いた一組の穿孔（４７）と、
   を備え、
   前記送配管構造（４４）の下流端部（５１）へ延伸する第２燃料供給経路（５０）が前記送配管構造（４４）に設けられると共に、燃料インジェクション用のローブ（５５）を有するミキサ（５２）が前記下流端部（５１）に設けられている、
   燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ。
2. 前記送配管構造（４４）は、同軸の円筒状内側及び外側管を備え、該内側管内に前記第１燃料供給経路（４３）が設けられると共に、前記内側管と前記外側管との間に環状の前記第２燃料供給経路（５０）が形成される、請求項１に記載の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ。
3. 前記ミキサ（５２）の各ローブ（５５）が、前記スワールベーン（４６）の下流間近に位置する、請求項１又は請求項２に記載の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ。
4. 前記ローブ（５５）の個数が前記スワールベーン（４６）と同数である、請求項１〜３のいずれか１項に記載の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ。
5. 前記ローブミキサ（５２）がねじりを有する、請求項１〜４のいずれか１項に記載の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ。
6. 前記ローブミキサ（５２）のねじりが、前記スワールベーン（４６）により引き起こされるスワールに追従する、請求項５に記載の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ。
7. 前記ローブミキサ（５２）のねじり角度は４５°までとされる、請求項５又は請求項６に記載の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ。
8. 前記ローブ（５５）の高さは、前記シュラウド（５７）の環状高さの０．５倍までとされる、請求項１〜７のいずれか１項に記載の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ。
9. 前記ローブ（５５）の高さと幅との比率は、０〜８の間とされる、請求項１〜８のいずれか１項に記載の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ。
10. 前記ローブミキサ（５２）の中心軸にグレイン（５４）が設けられる、請求項１〜９のいずれか１項に記載の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ。
11. 請求項１〜１０のいずれか１項に記載の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ（５８）を少なくとも１つ備える燃焼システム。
12. 請求項１１に記載の燃焼システムを備えるガスタービン。
13. 第１燃料供給経路（４３）、第２燃料供給経路（５０）、放射状通路（４５）、スワールベーン（４６）、ローブミキサ（５２）、及びシュラウド（５７）を有する燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ（５８）を組み立てる組み立て方法であって、
    前記ローブミキサ（５２）を前記第１燃料供給経路（４３）へロウ付け又は溶接し、
    少なくとも、中心の前記第１燃料供給経路（４３）と前記放射状通路（４５）との間、前記第２燃料供給経路（５０）と前記放射状通路（４５）との間、及び前記第２燃料供給経路（５０）と前記ローブミキサ（５２）との間に、ロウ付け材を適用し、
    当該燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ（５８）を炉内で１サイクル、ロウ付けする、組み立て方法。
14. 前記炉内で燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ（５８）をロウ付けする前に、前記スワールベーン（４６）と前記シュラウド（５７）との間にもロウ付け材を適用する、請求項１３に記載の組み立て方法。
15. 前記シュラウド（５７）を、前記スワールベーン（４６）に溶接する、請求項１３に記載の組み立て方法。

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