JP5604132B2 - ラジアル方向希薄直接噴射型バーナ - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービンエンジンの燃焼器用の空気／燃料混合器に関し、空気および燃料を混合するための方法に関する。

ガスタービン製造業者らは、望ましくない大気汚染排出物を発生させることなく高効率にて作動する新たなガスタービンを製造するために、研究プログラムおよび工学プログラムに定期的に参加している。従来の炭化水素燃料を燃焼するガスタービンが通常発生する主な大気汚染排出物は、窒素酸化物、一酸化炭素、および未燃焼炭化水素である。エアブリージングエンジンにおける窒素分子の酸化は、燃焼システムの反応帯における高温ガスの最高温度によって左右される。窒素酸化物（ＮＯｘ）を形成する化学反応率は、温度の指数関数となる。燃焼室高温ガスの温度が、十分に低いレベルに制御されると、サーマルＮＯｘの発生は、はるかに低い割合となる。

サーマルＮＯｘが形成されるレベル未満に燃焼器の反応帯の温度を制御する１つの方法は、燃焼前に燃料および空気を予混合して希薄混合気を生成することである。希薄予混合型燃焼器の反応帯に存在する過剰空気の熱質量により、熱が吸収され、排出コンプライアンスを維持するために許容され得る割合にてサーマルＮＯｘが形成されないレベルにまで、燃焼生成物の温度上昇が下げられる。

乾式低排出燃焼器は、燃料および空気の希薄予混合を伴って作動し、燃料および空気の可燃性混合気が、燃焼器の反応帯の外部にある燃焼器の予混合セクション内に存在するが、この乾式低排出燃焼器には、複数の問題が付随する。火炎が燃焼器の反応帯から予混合セクション内に伝播した場合に発生し、これにより火炎が燃料噴射コラム（ジェット直交流：ｊｅｔ ｃｒｏｓｓ ｆｌｏｗ）または静翼後縁部の後方の伴流の内部に保持される、逆火によって、あるいは、予混合セクション内における燃料／空気混合気の滞留時間および温度が点火装置を用いることなく燃焼を生じさせるのに十分なものである場合に発生する、自己点火によって、燃焼が予混合セクション内で発生する傾向がある。予混合セクション内における燃焼の結果として、排出性能の低下、および／または、一般的に燃焼の熱に耐えるようには設計されていない予混合セクションの過熱および予混合セクションへの損傷がもたらされる。したがって、解決すべき１つの課題は、予混合器内における燃焼を引き起こす逆火または自己点火を防ぐことである。

さらに、予混合器から出て燃焼器の反応帯に進入する燃料および空気の混合気は、所望の排出性能を達成するためには非常に均質でなければならない。燃料／空気混合気濃度が平均よりも著しく高濃度である領域が、流れ場中に存在する場合には、これらの領域における燃焼生成物は、平均よりも高温に達することとなり、サーマルＮＯｘが、形成されることとなる。この結果として、温度および滞在時間の組合せに左右されるＮＯｘ排出目標を達成できなくなる可能性がある。燃料／空気混合気濃度が平均よりも著しく希薄である領域が、流れ場中に存在する場合には、炭化水素および／または一酸化炭素を平衡レベルにまで酸化させることができないことにより、消炎が引き起こされる場合がある。この結果として、一酸化炭素（ＣＯ）および／または未燃焼炭化水素（ＵＨＣ）の排出目標を達成できなくなる可能性がある。したがって、解決すべきもう１つの課題は、予混合器から出る燃料／空気混合気の濃度分布を、排出性能目標を達成するように十分に均一なものにすることである。

さらに、多数の用途においてガスタービンに課せられる排出性能目標を達成するために、燃料／空気混合気の濃度を、大抵の炭化水素燃料についての希薄可燃限界付近のレベルにまで低下させることが必要となる。これにより、火炎伝播速度の低下および排出物の低減が達成される。その結果、希薄予混合燃焼器は、より従来的な拡散火炎燃焼器よりも安定性において劣る傾向があり、高レベル燃焼による動的圧力変動（ダイナミクス）が、しばしば生じる。ダイナミクスは、磨耗もしくは疲労による燃焼器およびタービンハードウェアの損傷、逆火、または吹消えなどの、悪い結果をもたらす可能性がある。したがって、解決すべきもう１つの課題は、許容し得る低レベルにまで燃焼ダイナミクスを制御することである。

排出物低減用の希薄予混合燃料噴射器は、産業界全体において使用されているが、２０年以上の間で高耐久性の産業用ガスタービンにおいて運用されるように変わってきた。このようなデバイスの代表的な例が、米国特許第５，２５９，１８４号に記載されている。このようなデバイスは、ガスタービンの排気物質低減の分野において進歩を遂げてきた。先行技術の拡散火炎バーナに比して１桁またはそれ以上の分だけ窒素酸化物ＮＯｘ排出物を低減させることが、蒸気または水などの希釈噴射を利用することなく達成されている。

米国特許第６，９９３，９１６号公報

しかし、排出性能におけるこれらの達成は、上述のように、複数の問題を招くリスクを負いつつなされたものである。とりわけ、デバイスの予混合セクション内における逆火および火炎保持により、過熱による排出性能の低下および／またはハードウェアの損傷が生じる。さらに、燃焼による動的圧力作動レベルの上昇は、磨耗もしくは高サイクル疲労による故障により、燃焼システム部品の、および／またはガスタービンの他のパーツの、耐用寿命の低下を生じさせる。さらに、高レベルの動的圧力作用、逆火、または吹消えに結びつく条件を回避するために、ガスタービンの作動上の複雑性が増大し、および／または、ガスタービンに対する操作上の制約条件が必要となる。

これらの問題に加えて、従来の希薄予混合型燃焼器は、燃料および空気の完全に均一な予混合により可能となる最大の排出物低減を達成していない。

本発明の一実施形態によれば、ガスタービンエンジンにおいて使用するためのバーナが、入口端部および出口端部を有するバーナ管と、バーナ管内に軸方向に延在し、入口端部から出口端部に空気流を搬送するように構成された、複数の空気通路と、バーナ管に沿って軸方向に延在し、複数の空気通路の周囲にて離間され、入口端部から出口端部に燃料を搬送するように構成された、複数の燃料通路と、出口端部に設けられ、出口端部の方向にラジアル方向に空気流を送り、空気流に旋回運動を与えるように構成された、ラジアル方向空気スワラとを備える。ラジアル方向空気スワラは、空気流を送り旋回させるための複数の静翼および端部プレートを備える。端部プレートは、旋回空気流中にラジアル方向に燃料を噴射するための複数の燃料噴射孔を備える。

本発明の別の実施形態によれば、ガスタービンのバーナにおいて空気および燃料を混合する一方法が、提供される。このバーナは、入口端部、出口端部、複数の軸方向空気通路、および複数の軸方向燃料通路を備えるバーナ管を備える。この方法は、入口端部にて空気通路内に空気流を導入するステップと、燃料通路内に燃料を導入するステップと、出口端部にて空気流を旋回させるステップと、旋回空気流中に燃料をラジアル方向に噴射するステップとを含む。

一実施形態によるバーナの概略図である。 同実施形態によるバーナの概略図である。 同実施形態によるバーナの概略図である。 同実施形態によるバーナの概略図である。 同実施形態によるバーナの概略図である。 別の実施形態によるバーナの概略図である。 さらに別の実施形態によるバーナの概略図である。 同実施形態によるバーナの概略図である。 さらに別の実施形態によるバーナの概略図である。 さらに他の実施形態によるバーナの概略図である。

図１から図５を参照すると、バーナ２が、入口端部６および出口端部８を有するバーナ管４を備える。フランジ１０が、ガスタービンエンジン内にバーナ２を設置するために、バーナ管４に設けられる。フランジ１０は、バーナ管４と一体的に形成されてもよく、または、それぞれ別個に形成されてもよいことを理解されたい。さらに、他の設置構成部がバーナ２に設けられてもよいことを理解されたい。

バーナ管４は、複数の空気通路１２を備える。空気通路１２は、中央通路２０を備える中央本体１８を囲む。この中央本体１８は、バーナ管４の軸３４と同軸である。複数の燃料通路１４が、空気通路１２の周囲に設けられる。ラジアル方向空気スワラ構成部２２が、空気流２６（図２）に旋回運動を与えるために、バーナ２の出口端部８に設けられる。ラジアル方向空気スワラ構成部２２は、前部プレート３６と中央本体１８の中央本体先端部３２との間中の出口端部８の周囲部の周りに設けられる、複数の静翼２８を備える。

複数の燃料噴射孔１６が、燃料通路１４からバーナ管４内にラジアル方向に燃料を噴射するために、前部プレート３６中に設けられる。燃料通路１４から噴射された燃料２４は、ラジアル方向空気スワラ構成部２２の静翼２８により旋回される空気流２６と混合される。燃料２４は、この空気流の中に噴射され、空気流量の殆どが、バーナ２の出口端部８の薄環状セクション４０（図５）内に集束される。さらに、噴射される燃料３０が、中央本体１８の中央通路２０から中央本体先端部３２を通り供給される。空気および燃料が予混合されないため、火炎保持が低減される、または解消される。さらに、前部プレート３６は、空気流により冷却され、静翼２８は、熱伝達を補助するように、フィンのように作用する。

中央本体１８は、再循環区域を縮小し、空気流２６を加速するように構成された、端部部分４２を備える。この空気流２６は、再循環区域が縮小されず、空気流２６が加速されない場合には、高温燃焼生成物または反応物をバーナ管４内に送り戻す場合があり、それにより局所的高温箇所が生じ、損傷が引き起こされる可能性がある。中央本体１８は、例えば天然ガスなどの第２の燃料または予備燃料により始動させるために、使用されてよい。中央本体１８は、液体燃料カートリッジまたは液体燃料用の噴霧器アセンブリと置き換えることも可能であることを理解されたい。

噴射される燃料２４、３０は、例えば純水素、または様々な水素／ＣＯ混合気および炭化水素混合気などの、高反応度燃料であってよい。ラジアル方向旋回空気流中にこれらの燃料２４、３０を噴射することにより、高速空気燃料混合が行われ、これにより、排出物が低減され、予混合燃焼システムにおいて生じる場合のある予期せぬ火炎保持および逆火が防がれる。

燃料の位置および侵入深さ（ｐｅｎｅｔｒａｔｉｏｎ ｄｅｐｔｈ）を変更することが可能であり、これにより、排出物を低減および制御するように、燃料分布および燃料混合に対するさらなる制御が可能となる。燃料位置は、低排出を達成するのに必要な分布および混合をもたらすように、燃料の反応度に応じて変更することが可能である。

図６を参照すると、別の実施形態によるバーナ２が、中央本体先端部３２の周囲に設けられた複数の燃料噴射孔３８を備える。

図７および図８を参照すると、別の実施形態において、バーナ２が、前部プレート３６中の開口の周囲部の周りに設けられた、複数の燃料噴射管４４を備える。複数の燃料噴射管４６が、中央本体先端部３２の周囲に設けられる。

図９に図示されるように、別の実施形態においては、バーナ２が、静翼２８ａ、２８ｂを備えるラジアル方向空気スワラ構成部２２を備える。燃料噴射管４４が、空気流２６と混合されて燃料／空気混合気を形成する燃料２４を噴射するために、静翼２８ａ、２８ｂの間に設けられる。前部プレート３６は、静翼２８ｂにより旋回される空気流２６ｂを燃料口からの燃料２４と混合させるために、燃料噴射環状部４４の出口の近傍の位置まで延在してよい。静翼２８ｂにより形成される空気流２６ｂと、燃料噴射管４４からの燃料２４とが、第１の燃料噴射環状部を形成し、静翼２８ａにより形成される空気流２６ａと、燃料噴射管４４からの燃料２４とが、第２の燃料噴射環状部を形成する。２つのラジアル方向空気スワラが、図９に図示されるが、３つ以上のラジアル方向空気スワラが設けられてよいことを理解されたい。

図１０を参照すると、別の実施形態によれば、バーナ２は、ラジアル方向空気スワラ構成部２２の静翼２８ａ、２８ｂの間に設けられた、出口に燃料噴射口を備える燃料環状部４４に加えて、前部プレート３６中に燃料噴射孔１６を備える。燃料噴射孔１６からの燃料２４と、燃料噴射管４４からの燃料２４とが、静翼２８ｂにより旋回される空気流２６ｂと共に、第１の燃料噴射環状部を形成する。さらに、燃料噴射管４４からの燃料２４が、静翼２８ａにより旋回される空気流２６ａと共に、第２の燃料噴射環状部を形成する。

ラジアル方向希薄直接噴射は、図９および図１０に図示されるように、２つ以上のスワラと、燃料噴射環状部とから確立されるものであってよく、これにより、混合が強化され、燃焼器空力的流れ場が調整される。ラジアル方向スワラ同士の間の燃料噴射環状部により、１つには空気共有が強化されることによって、出口付近の燃料環状部よりもさらに高速な空気との混合が可能となり得る。ラジアル方向スワラ同士の間の燃料噴射管は、燃焼器火炎領域にさらされる度合いが比較的低くなり得て、燃料の熱劣化を、したがって燃料のコークス化を低減させ得る。図９および図１０に図示されるように、２つの燃料噴射環状部を形成することにより、ＮＯｘをさらに低減させるように、高濃度燃料の高温燃焼領域のサイズを縮小することができる。３つ以上の燃料噴射環状部を形成してもよいことを理解されたい。追加の燃料噴射環状部により、許容し得るダイナミクス、燃料圧縮コスト、耐久性、および排出を維持しつつ、多様なウォッベ数および反応速度を有する燃料を使用することが可能となる場合がある。複数のラジアル方向スワラにより、ターンダウン、排出、壁面加熱、出口温度プロファイル、および燃料柔軟性の間における相殺に関して、追加の許容度がもたらされる場合がある。

ラジアル方向希薄直接噴射型バーナは、純水素または様々な水素／ＣＯ混合気および炭化水素混合気などの高反応度燃料を、排出物を低減させるのに必要な高速空気／燃料混合を可能にするラジアル方向旋回空気流れ場中に噴射することができ、予混合燃焼システムに困難さをもたらす予期し得ない火炎保持および逆火の問題を回避することができる。

空気が、ラジアル方向に導入され旋回され、燃料が、空気流中にラジアル方向に噴射され、空気流量の殆どが、バーナの出口位置の薄環状セクション内で集束される。燃料噴射管を使用することにより、燃料の位置および侵入深さを変更することが可能となり、これにより、排出物を低減および制御するための燃料分布および燃料混合に対するさらなる制御を行うことが可能となる。燃料噴射通路と、燃料噴射孔および／または燃料噴射管のいずれかまたは両方との、個数および／または位置は、排出物のさらなる低減を達成するために燃料分布および燃料混合を改善するように設計され得る。

さらに、旋回空気流中への燃料のラジアル方向噴射は、予混合燃焼器設計システム用の予混合器として使用されてもよい。

最も実用的で最も好ましい実施形態であると現時点において見なされるものに関連して本発明を説明したが、本発明は、開示された実施形態に限定されず、逆に、添付の特許請求の範囲の趣旨および範囲内に含まれる様々な変形形態および均等構成物を範囲に含むように意図されることを理解されたい。

２ バーナ
４ バーナ管
６ 入口端部
８ 出口端部
１０ フランジ
１２ 空気通路
１４ 燃料通路
１６ 燃料噴射孔
１８ 中央本体
２０ 中央通路
２２ ラジアル方向空気スワラ構成部
２４ 噴射される燃料（燃料通路）
２６ 空気流
２８ 静翼
３０ 噴射される燃料（中央本体）
３２ 中央本体先端部
３４ 軸
３６ 前部面／前部プレート
３８ 燃料噴射孔
４０ 薄環状セクション
４２ 中央本体端部部分
４４ 燃料噴射管
４６ 燃料噴射管

Claims (15)

1. ガスタービンエンジンにおいて使用するためのバーナ（２）において、
   入口端部（６）および出口端部（８）を有するバーナ管（４）と、
   前記バーナ管（４）内に軸方向に延在し、前記入口端部（６）から前記出口端部（８）に空気流（２６）を搬送するように構成された、空気通路（１２）と、
   前記バーナ管（４）内に軸方向におよび円周方向に延在し、前記空気通路（１２）の周囲にて離間され、前記入口端部（６）から前記出口端部（８）に燃料（２４）を搬送するように構成された、複数の燃料通路（１４）と、
   前記出口端部（８）の方向にラジアル方向に前記空気流（２６）を送り、前記空気流（２６）に旋回運動を与えるように構成された、前記出口端部に設けられるラジアル方向空気スワラ（２２）であって、前記空気流（２６）を送り旋回させるための複数の静翼（２８）および前記ラジアル方向空気スワラ（２２）の下流に配置された環状の端部プレート（３６）を備え、前記環状の端部プレート（３６）は、前記ラジアル方向空気スワラ（２２）の下流で前記旋回空気流（２６）中にラジアル方向に前記燃料（２４）を噴射するための複数の燃料噴射通路（１６、４４）を備え、前記複数の燃料噴射通路（１６、４４）は、円周方向で互いに離間して配置され、前記環状の端部プレート（３６）内部の周囲部で終端している、ラジアル方向空気スワラ（２２）と
   を備える、バーナ（２）。
2. 前記入口端部（６）と前記出口端部（８）との間にて、前記バーナ管（４）内に同軸方向に配設された中央本体（１８）をさらに備える、請求項１記載のバーナ。
3. 前記中央本体（１８）は、前記ラジアル方向空気スワラ（２２）に隣接する位置に燃料（３０）を搬送するように構成された中央通路（２０）を備える、請求項２記載のバーナ。
4. 前記中央本体（１８）は、前記空気流（２６）を加速するように構成された、前記出口端部（１８）に隣接する端部部分（４２）を備える、請求項２または３記載のバーナ。
5. 前記中央本体（１８）は、前記中央通路（２０）の周囲に複数の燃料噴射通路（３８、４６）を備える、請求項３または４記載のバーナ。
6. 前記中央通路（２０）の周囲の前記燃料噴射通路は、複数の燃料噴射管（４６）を備える、請求項５記載のバーナ。
7. 前記端部プレート（３６）の燃料噴射通路が、複数の燃料噴射管（４４）を備える、請求項１乃至６のいずれか１項記載のバーナ。
8. 前記燃料噴射管（４４）は、第１の環状部を画成する第１の複数の静翼（２８ａ）と、第２の環状部を画成する第２の複数の静翼（２８ｂ）との間に設けられる、請求項７記載のバーナ。
9. 前記燃料噴射管（４４）の出口が、前記端部プレート（３６）に隣接する、請求項７または８記載のバーナ。
10. ガスタービンのバーナ（２）において空気（２６）および燃料（２４）を混合する方法であって、前記バーナ（２）は、入口端部（６）、出口端部（８）、前記入口端部（６）から前記出口端部（８）へ軸方向に延在する複数の軸方向空気通路（１２）、前記複数の軸方向空気通路（１２）の周りに離間して配置された複数の軸方向燃料通路（１４）、前記出口端部（８）に配置されたラジアル方向空気スワラ（２２）、および前記ラジアル方向空気スワラ（２２）の下流に配置された環状の端部プレート（３６）を備えるバーナ管（４）を備える、方法において、
    前記入口端部（６）にて前記空気通路（１２）内に空気流（２６）を導入するステップと、
    前記複数の軸方向燃料通路（１４）内に燃料（２４）を導入するステップと、
    前記出口端部（８）にて前記空気流（２６）を旋回させるステップと、
    前記旋回空気流（２６）中に前記燃料（２４）を数の燃料噴射通路（１６、４４）からラジアル方向に噴射するステップと
    を含み、前記複数の燃料噴射通路（１６、４４）は、円周方向で互いに離間して配置され、前記環状の端部プレート（３６）内部の周囲部で終端している、方法。
11. 前記バーナ管（４）内に設けられた中央本体（１８）の中央通路（２０）内に第２の燃料（３０）を導入するステップと、
    前記中央本体（１８）から前記旋回空気流（２６）内に前記第２の燃料（３０）を噴射するステップと
    をさらに含む、請求項１０記載の方法。
12. 前記中央通路（２０）からラジアル方向に離間された複数の燃料噴射通路（３８、４６）から前記旋回空気流（２６）中に前記第２の燃料（３０）を噴射するステップをさらに含む、請求項１１記載の方法。
13. 前記中央通路（２０）の周囲の前記燃料噴射通路は、複数の燃料噴射管（４６）を備える、請求項１２項記載の方法。
14. 前記出口端部（８）に隣接する前記中央本体（１８）の端部（４２）を越える際に前記空気流（２６）を加速させるステップをさらに含む、請求項１０乃至１３のいずれか１項記載の方法。
15. 前記出口端部（８）にて前記空気流（２６）を旋回させる前記ステップは、第１の環状部および第２の環状部において前記空気流を旋回させるステップを含む、請求項１０乃至１４のいずれか１項記載の方法。
    

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