JP5693514B2 - Gas turbine combustor - Google Patents
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Description
本発明は、圧縮空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させるガスタービン燃焼器に関するものである。 The present invention relates to a gas turbine combustor in which compressed air and fuel are combusted to generate combustion gas.
一般的なガスタービンは、圧縮機とガスタービン燃焼器とタービンとにより構成されている。そして、空気取入口から取り込まれた空気が圧縮機によって圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となり、ガスタービン燃焼器にて、この圧縮空気に対して燃料を供給して燃焼させることで高温・高圧の燃焼ガス(作動流体)を得て、この燃焼ガスによりタービンを駆動し、このタービンに連結された発電機を駆動する。 A general gas turbine includes a compressor, a gas turbine combustor, and a turbine. Then, the air taken in from the air intake port is compressed by the compressor to become high-temperature and high-pressure compressed air. In the gas turbine combustor, fuel is supplied to the compressed air and burned. A high-pressure combustion gas (working fluid) is obtained, a turbine is driven by the combustion gas, and a generator connected to the turbine is driven.
ガスタービン燃焼器は、パイロット燃焼バーナの周囲を囲むように複数のメイン燃焼バーナが配置されており、パイロット燃焼バーナ及び複数のメイン燃焼バーナがガスタービン燃焼器内に配置されている。パイロット燃焼バーナ及び複数のメイン燃焼バーナの燃料ノズル差圧が低下する場合、燃焼場の圧力変動に対して燃料流量の変動が連成しやすくなり、燃焼振動と呼ばれる不安定燃焼が助長される可能性がある。 In the gas turbine combustor, a plurality of main combustion burners are arranged so as to surround the periphery of the pilot combustion burner, and the pilot combustion burner and the plurality of main combustion burners are arranged in the gas turbine combustor. When the fuel nozzle differential pressure of the pilot combustion burner and the multiple main combustion burners decreases, fluctuations in the fuel flow rate are likely to be coupled to the fluctuations in the combustion field pressure, and unstable combustion called combustion oscillation can be promoted. There is sex.
特許文献1に記載のガスタービン燃焼器には、空気、窒素、水蒸気などの燃料以外の流体を燃料量に応じてパイロット燃料及びメイン燃料の少なくとも何れか一方に供給して、燃料差圧(燃料ノズル差圧)を最適値に維持し、安定燃焼させることが記載されている。 In the gas turbine combustor described in Patent Document 1, a fluid other than fuel such as air, nitrogen, water vapor, or the like is supplied to at least one of pilot fuel and main fuel in accordance with the amount of fuel. Nozzle differential pressure) is maintained at an optimum value and stable combustion is described.
しかしながら、特許文献1に記載のガスタービン燃焼器では、燃料ノズル差圧を最適値に維持するための空気をパイロット燃料及びメイン燃料に供給しようとするには、ガスタービン外の空気源に大きな出力の圧縮機を備えた補助ラインが必要となる。このため、ガスタービン燃焼器の燃料供給ラインが大型化し、ガスタービン燃焼器及びガスタービンが大きくなる。その結果、特許文献1に記載のガスタービン燃焼器では、ガスタービン燃焼器及びガスタービンのコストが高くなる。 However, in the gas turbine combustor described in Patent Document 1, in order to supply air for maintaining the fuel nozzle differential pressure to an optimum value to the pilot fuel and the main fuel, a large output is supplied to the air source outside the gas turbine. An auxiliary line equipped with a compressor is required. For this reason, the fuel supply line of the gas turbine combustor becomes larger, and the gas turbine combustor and the gas turbine become larger. As a result, in the gas turbine combustor described in Patent Document 1, the cost of the gas turbine combustor and the gas turbine increases.
本発明は、上述した課題を解決するものであり、低コストの燃料供給ラインで燃料ノズル差圧を増加させるガスタービン燃焼器を提供することを目的とする。 The present invention solves the above-described problems, and an object thereof is to provide a gas turbine combustor that increases a fuel nozzle differential pressure in a low-cost fuel supply line.
上記の目的を達成するため、ガスタービン燃焼器は、圧縮機からの圧縮空気が流入する車室と、前記圧縮空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼器内筒と、前記燃焼器内筒の中央部に配置されるパイロット燃焼バーナと、前記パイロット燃焼バーナを取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナと、前記パイロット燃焼バーナまたは前記メイン燃焼バーナに前記燃料を供給する燃料供給ラインと、前記車室に流入する圧縮空気または前記車室の圧縮空気の少なくとも一方の一部を抽出し、前記燃料供給ラインに供給して前記燃料供給ラインの燃料に混合させる抽気ラインと、を含むことを特徴とする。 In order to achieve the above object, a gas turbine combustor includes a casing into which compressed air from a compressor flows, a combustor inner cylinder in which the compressed air and fuel are burned to generate combustion gas, A pilot combustion burner disposed in a central portion of the combustor inner cylinder, a plurality of main combustion burners disposed so as to surround the pilot combustion burner, and the fuel is supplied to the pilot combustion burner or the main combustion burner A fuel supply line; and a bleed line for extracting at least one part of compressed air flowing into the vehicle compartment or compressed air in the vehicle compartment, supplying the fuel supply line to the fuel supply line, and mixing the fuel with the fuel in the fuel supply line; , Including.
この構成により、圧縮機からの圧縮空気が流入する車室の圧縮空気の圧力は、高くなっているため、抽気ラインが燃料供給ラインに供給する圧縮空気の圧力も高い。このため、燃料供給ラインの燃料と、抽気ラインの圧縮空気とが混合することにより、パイロット燃焼バーナまたはメイン燃焼バーナが燃料を噴射する燃料ノズル差圧を増加することができる。その結果、パイロット燃焼バーナまたはメイン燃焼バーナの燃料を噴射する軌跡が安定し、燃焼振動と呼ばれる不安定燃焼が助長される可能性を抑制できる。そして、ガスタービン燃焼器は、ガスタービン外の空気源がないまたはガスタービン外の空気源が小さい場合でもパイロット燃料またはメイン燃料を噴射する燃料ノズル差圧を増加することができ、ガスタービン燃焼器及びガスタービンのコストを低く抑制することができる。 With this configuration, since the pressure of the compressed air in the passenger compartment into which the compressed air from the compressor flows is high, the pressure of the compressed air supplied from the extraction line to the fuel supply line is also high. For this reason, the fuel nozzle differential pressure at which the pilot combustion burner or the main combustion burner injects the fuel can be increased by mixing the fuel in the fuel supply line and the compressed air in the extraction line. As a result, the trajectory for injecting the fuel from the pilot combustion burner or the main combustion burner is stabilized, and the possibility that unstable combustion called combustion vibration is promoted can be suppressed. The gas turbine combustor can increase the fuel nozzle differential pressure for injecting the pilot fuel or the main fuel even when there is no air source outside the gas turbine or the air source outside the gas turbine is small. And the cost of a gas turbine can be suppressed low.
また、ガスタービンの負荷変化により、燃焼ガスにおける圧縮空気と、燃料と燃料配分が変化し、またはパイロット燃焼バーナまたはメイン燃焼バーナに供給される燃料流量が低減する可能性がある。そして、パイロット燃料またはメイン燃料の流量が低減する場合、パイロット燃焼バーナまたはメイン燃焼バーナの燃料ノズル差圧の平均値も低下する可能性があるが、上記構成のガスタービン燃焼器は、燃料ノズル差圧の平均値を底上げすることができ、燃料ガスの体積流量を増加させ、燃料ノズル差圧の変動が発生した場合であっても、燃料流量の変動がごくわずかとなる。このため、ガスタービン燃焼器は、燃料流量の変動に起因した燃焼振動を抑制できる。 Further, due to a load change of the gas turbine, there is a possibility that the compressed air in the combustion gas, the fuel and the fuel distribution change, or the flow rate of the fuel supplied to the pilot combustion burner or the main combustion burner is reduced. When the flow rate of the pilot fuel or the main fuel is reduced, the average value of the fuel nozzle differential pressure of the pilot combustion burner or the main combustion burner may also be reduced. The average value of the pressure can be raised, and even when the volume flow rate of the fuel gas is increased and the fuel nozzle differential pressure fluctuates, the fluctuation of the fuel flow rate is negligible. For this reason, the gas turbine combustor can suppress combustion vibration caused by fluctuations in the fuel flow rate.
上記構成により、燃料供給ラインにおいて、燃料が予混合気となり、パイロット燃焼バーナの拡散燃焼により生じるNOxを抑制することができる。パイロット燃焼バーナは、拡散燃焼により生じるNOxを抑制するため、燃料流量を絞る可能性がある。しかしながら、上記構成のガスタービン燃焼器は、燃料を噴射する軌跡を安定させて、パイロット燃焼バーナが絞られた燃料流量であっても安定した燃焼を維持することができる。 With the above configuration, the fuel becomes premixed in the fuel supply line, and NOx generated by diffusion combustion of the pilot combustion burner can be suppressed. The pilot combustion burner may reduce the fuel flow rate in order to suppress NOx generated by diffusion combustion. However, the gas turbine combustor configured as described above can stabilize the trajectory of fuel injection and maintain stable combustion even at a fuel flow rate in which the pilot combustion burner is throttled.
本発明において、前記抽気ラインに供給される圧縮空気は、前記車室に流入する圧縮空気の一部であって、前記圧縮機からの圧縮空気の出口に位置するディフューザ部から抽出されることが好ましい。 In the present invention, the compressed air supplied to the bleed line is a part of the compressed air flowing into the passenger compartment, and is extracted from a diffuser portion located at an outlet of the compressed air from the compressor. preferable.
この構成により、抽気ラインは、圧縮機からの圧縮空気の中で最も高い圧力の圧縮空気を抽出できる。このため、ガスタービン燃焼器の燃料供給ラインの大きさを抑制しつつ、燃料ノズル差圧を増加することができる。 With this configuration, the extraction line can extract the compressed air having the highest pressure among the compressed air from the compressor. For this reason, it is possible to increase the fuel nozzle differential pressure while suppressing the size of the fuel supply line of the gas turbine combustor.
本発明において、前記抽気ラインに供給される圧縮空気は、前記車室に流入する圧縮空気の一部であって、前記圧縮機からの圧縮空気を整流するストラットから抽出されることが好ましい。 In this invention, it is preferable that the compressed air supplied to the said bleed line is a part of compressed air which flows into the said compartment, and is extracted from the strut which rectifies | compresses the compressed air from the said compressor.
この構成により、抽気ラインは、圧縮機から流入する高い圧力の圧縮空気を抽出できる。このため、ガスタービン燃焼器の燃料供給ラインの大きさを抑制しつつ、燃料ノズル差圧を増加することができる。 With this configuration, the extraction line can extract high-pressure compressed air flowing from the compressor. For this reason, it is possible to increase the fuel nozzle differential pressure while suppressing the size of the fuel supply line of the gas turbine combustor.
本発明において、前記車室内に、前記燃焼器内筒に連結される燃焼器尾筒をさらに備え、前記抽気ラインに供給される圧縮空気は、前記車室の圧縮空気の一部であって、前記圧縮機の出口の下流に位置する前記燃焼器尾筒の周囲の前記車室から抽出されることが好ましい。 In the present invention, the vehicle interior further includes a combustor tail tube connected to the combustor inner cylinder, and the compressed air supplied to the extraction line is a part of the compressed air in the vehicle compartment, It is preferable to extract from the casing around the combustor tail tube located downstream of the outlet of the compressor.
この構成により、抽気ラインは、車室の圧縮空気の中で最も高い圧力の圧縮空気を抽出できる。このため、ガスタービン燃焼器の燃料供給ラインの大きさを抑制しつつ、燃料ノズル差圧を増加することができる。 With this configuration, the extraction line can extract the compressed air having the highest pressure among the compressed air in the passenger compartment. For this reason, it is possible to increase the fuel nozzle differential pressure while suppressing the size of the fuel supply line of the gas turbine combustor.
本発明において、前記車室内に、前記燃焼器内筒に連結される燃焼器尾筒をさらに備え、前記抽気ラインに供給される圧縮空気は、前記車室の圧縮空気の一部であって、前記燃焼器内筒または前記燃焼器尾筒の周囲における前記車室の淀み部から抽出されることが好ましい。 In the present invention, the vehicle interior further includes a combustor tail tube connected to the combustor inner cylinder, and the compressed air supplied to the extraction line is a part of the compressed air in the vehicle compartment, It is preferable to extract from the stagnation part of the compartment around the combustor inner cylinder or the combustor tail cylinder.
この構成により、抽気ラインは、気流の影響を抑制しつつ、車室の高い圧力の圧縮空気を抽出できる。このため、ガスタービン燃焼器の燃料供給ラインの大きさを抑制しつつ、燃料ノズル差圧を増加することができる。 With this configuration, the extraction line can extract high-pressure compressed air in the passenger compartment while suppressing the influence of the airflow. For this reason, it is possible to increase the fuel nozzle differential pressure while suppressing the size of the fuel supply line of the gas turbine combustor.
本発明において、前記車室から前記燃焼器内筒の内部に導入する圧縮空気を整流する整流板をさらに備え、前記抽気ラインに供給される圧縮空気は、前記車室の圧縮空気の一部であって、前記整流板から抽出されることが好ましい。 In the present invention, a rectifying plate for rectifying compressed air introduced from the vehicle compartment into the combustor inner cylinder is further provided, and the compressed air supplied to the extraction line is a part of the compressed air in the vehicle compartment. It is preferable that the current plate is extracted.
この構成により、抽気ラインは、既存の車室の構造を変えずに、車室の高い圧力の圧縮空気を抽出できる。このため、ガスタービン燃焼器の燃料供給ラインの大きさを抑制しつつ、燃料ノズル差圧を増加することができる。 With this configuration, the extraction line can extract high-pressure compressed air in the passenger compartment without changing the structure of the existing passenger compartment. For this reason, it is possible to increase the fuel nozzle differential pressure while suppressing the size of the fuel supply line of the gas turbine combustor.
本発明によれば、低コストの燃料供給ラインで燃料ノズル差圧を増加させるガスタービン燃焼器を提供することができる。 ADVANTAGE OF THE INVENTION According to this invention, the gas turbine combustor which increases a fuel nozzle differential pressure with a low-cost fuel supply line can be provided.
本発明を実施するための形態(実施形態)につき、図面を参照しつつ詳細に説明する。なお、この実施形態により本発明が限定されるものではなく、また、実施形態が複数ある場合には、各実施形態を組み合わせて構成するものも含むものである。また、以下に記載した構成要素には、当業者が容易に想定できるもの、実質的に同一のものが含まれる。さらに、以下に記載した構成要素は適宜組み合わせることが可能である。 DESCRIPTION OF EMBODIMENTS Embodiments (embodiments) for carrying out the present invention will be described in detail with reference to the drawings. In addition, this invention is not limited by this embodiment, and when there are two or more embodiments, what comprises combining each embodiment is also included. The constituent elements described below include those that can be easily assumed by those skilled in the art and those that are substantially the same. Furthermore, the constituent elements described below can be appropriately combined.
(実施形態1)
実施形態1のガスタービンは、図1に示すように、圧縮機11とガスタービン燃焼器12とタービン13とにより構成されている。このガスタービンには、図示しない発電機が連結されており、発電可能となっている。
(Embodiment 1)
As shown in FIG. 1, the gas turbine according to the first embodiment includes a
圧縮機11は、空気を取り込む空気取入口20を有し、圧縮機車室21内に入口案内翼(IGV:Inlet Guide Vane)22が配設されると共に、複数の静翼23と動翼24が前後方向(後述するロータ32の軸方向)に交互に配設されてなり、その外側に抽気室25が設けられている。ガスタービン燃焼器12は、圧縮機11で圧縮された圧縮空気に対して燃料を供給し、点火することで燃焼可能となっている。タービン13は、タービン車室26内に複数の静翼27と動翼28が前後方向(後述するロータ32の軸方向)に交互に配設されている。このタービン車室26の下流側には、排気車室29を介して排気室30が配設されており、排気室30は、タービン13に連続する排気ディフューザ31を有している。
The
また、圧縮機11、ガスタービン燃焼器12、タービン13、排気室30の中心部を貫通するようにロータ(回転軸)32が位置している。ロータ32は、圧縮機11側の端部が軸受部33により回転自在に支持される一方、排気室30側の端部が軸受部34により回転自在に支持されている。そして、このロータ32は、圧縮機11において、各動翼24が装着されたディスクが複数重ねられて固定されている。またロータ32は、タービン13において、各動翼28が装着されたディスクが複数重ねられて固定されており、排気室30側の端部に図示しない発電機の駆動軸が連結されている。
In addition, a rotor (rotating shaft) 32 is positioned so as to penetrate the
そして、このガスタービンは、圧縮機11の圧縮機車室21が脚部35に支持され、タービン13のタービン車室26が脚部36により支持され、排気室30が脚部37により支持されている。
In this gas turbine, the
従って、圧縮機11の空気取入口20から取り込まれた空気が、入口案内翼22、複数の静翼23と動翼24を通過して圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となる。ガスタービン燃焼器12にて、この圧縮空気に対して所定の燃料が供給され、燃焼する。そして、このガスタービン燃焼器12で生成された作動流体である高温・高圧の燃焼ガスが、タービン13を構成する複数の静翼27と動翼28を通過することでロータ32を駆動回転し、このロータ32に連結された発電機を駆動する。一方、排気ガス(燃焼ガス)のエネルギは、排気室30の排気ディフューザ31により圧力に変換され減速されてから大気に放出される。
Therefore, the air taken in from the
図2は、実施形態1に係るガスタービン燃焼器を示す概略構成図である。図3は、実施形態1のガスタービン燃焼器における要部断面図である。図4は、本発明の実施形態1に係る抽出ノズルの先端部の一例を示す概略構成図である。図2に示すように、ガスタービン燃焼器12は、燃兼圧車室41及びタービン車室43の内部に所定間隔をあけて、燃焼器本体40の燃焼器内筒42が支持されている。
FIG. 2 is a schematic configuration diagram illustrating the gas turbine combustor according to the first embodiment. FIG. 3 is a cross-sectional view of a main part of the gas turbine combustor according to the first embodiment. FIG. 4 is a schematic configuration diagram illustrating an example of a tip portion of the extraction nozzle according to the first embodiment of the present invention. As shown in FIG. 2, in the
タービン車室43で覆われた、車室48には、上述した圧縮機11からの圧縮空気Ainが圧縮機出口のディフューザ部91、ストラット92を介して流入する。そして、ストラット92は、ディフューザ部91の圧縮空気Ainを整流することができる。また、圧縮空気Ainは、車室48から、多孔板で構成される整流板50を介して、燃焼器内筒42の空気流入口40aに取り込まれる。
The compressed air Ain from the
燃焼器内筒42の先端部には、燃焼器尾筒47が連結されている。燃焼器内筒42には、内部の中心に位置してパイロット燃焼バーナ44が配置される。また、燃焼器内筒42には、燃焼器内筒42の内周面に周方向に沿ってパイロット燃焼バーナ44を取り囲むように複数のメイン燃焼バーナ45が配置されている。つまり、パイロット燃焼バーナ44は、燃焼器内筒42の内部の中心に配置され、パイロット燃焼バーナ44の周囲に複数のメイン燃焼バーナ45が配置されている。メイン燃焼バーナ45の周囲には、後述するトップハットノズル46が設けられている。また、燃焼器尾筒47にはバイパス弁49が連結されている。なお、バイパス弁49は、省略される場合もある。
A
図3に示すように、燃焼器内筒42には、パイロット燃焼バーナ44と、メイン燃焼バーナ45とが燃焼器軸FSと平行に配設されている。パイロット燃焼バーナ44は、その先端部の周囲に、筒状で先端側が広角して形成されたパイロットコーン44aが装着されている。さらに、パイロット燃焼バーナ44は、その外周面とパイロットコーン44aの内周面との間にパイロットスワラ44bが設けられている。同様に、メイン燃焼バーナ45は、その先端部の周囲に、筒状に形成された延長管45aが装着されている。さらに、メイン燃焼バーナ45は、その外周面と延長管45aの内周面との間にメインスワラ45bが設けられている。
As shown in FIG. 3, a
燃兼圧車室41の基端側は筒状の外筒41cとなっている。そして、この外筒41cの基端部の内周面に沿って配置されて、外筒41cとともに空気通路50Aの一部を形成する筒状のトップハット部材41aと、このトップハット部材41aの基端側の開口を閉塞する蓋部材41bとが接続されている。また、蓋部材41bには、上述のパイロット燃焼バーナ44及びメイン燃焼バーナ45が支持されている。
The base end side of the fuel /
また、トップハット部材41aには、上述した空気通路50Aの内部においてトップハットノズル46が設けられている。このトップハットノズル46には、図示しない燃料ポートが設けられ、当該燃料ポートにトップハットノズル燃料ラインが接続されて燃料が供給される。
The
トップハット部材41a内側には、曲面状の内壁57が設けられており、この内壁57によって空気通路50Aが燃焼器内筒42に連通されている。トップハット部材41aと燃焼器内筒42との間であって、空気通路50Aの入口部分には、整流板50が設けられている。整流板50は、空気通路50Aを覆うように設けられ、空気通路50Aの上流側と下流側とを連通する孔が多数形成された多孔板である。整流板50により、車室48の圧縮空気Ainの圧力は、空気通路50Aの圧縮空気Ainの圧力よりも高く維持されている。
A curved
また、燃焼器内筒42において、空気通路50Aを形成する基端部には、ターニング部58が設けられている。ターニング部58は、上述した内壁57と協働して空気通路50Aの流路方向を略反転させるものである。本実施形態において、ターニング部58は、空気通路50Aの一部を形成するように燃兼圧車室41側に向く内面が、燃兼圧車室41側に向かって近づくように厚みを増大されて形成されている。なお、ターニング部58は、厚みが一定であってもよく、上述した形状に限定されるものではない。また、燃焼器内筒42の内部であって、ターニング部58の内側には、ターニングベーン58aが設けられている。ターニングベーン58aは、メイン燃焼バーナ45よりも径方向外側から燃焼器軸FSに向けて延在しつつ、メイン燃焼バーナ45の位置付近でメイン燃焼バーナ45の先端側に向くように円弧状に湾曲して形成されている。なお、ターニングベーン58aは、複数あってもよい。また、ターニングベーン58aの位置は、適宜流路に合わせて配置される。また、ターニングベーン58aは、なくてもよい。
In the combustor
燃料ポート44cは、図2に示すパイロットノズル燃料ラインFPaが接続され、パイロット燃焼バーナ44には、パイロットノズル燃料ラインFPaからパイロット燃料が供給される。また、メイン燃焼バーナ45の燃料ポート45cは、燃料ポート44cの径方向外側に配置されている。この燃料ポート45cは、図2に示すメインノズル燃料ラインFMaが接続され、メイン燃焼バーナ45には、メインノズル燃料ラインFMaからメイン燃料が供給される。
A pilot nozzle fuel line FPa shown in FIG. 2 is connected to the
図2に示すように、パイロットノズル燃料ラインFPaのパイロット燃料は、パイロット燃料供給ラインFPから供給される燃料ガスと、抽気ラインPAから供給される圧縮空気Ainとを混合している。パイロット燃料供給ラインFPの流路において、逆止弁75と、逆止弁75の下流に設けられ燃料ガスの流量を制御する流量制御弁61と、流量制御弁61で流量が制御された燃料ガスの流量を計測する流量計72とが備えられている。抽気ラインPAの流路において、圧縮空気Ainの一部を抽出する抽気ノズル80と、逆止弁77と、逆止弁77の下流に設けられ圧縮空気Ainの流量を制御する流量制御弁63と、流量制御弁63で流量が制御された圧縮空気Ainの流量を計測する流量計71とが備えられている。なお、逆止弁75及び逆止弁77は、パイロットノズル燃料ラインFPaからパイロット燃料供給ラインFPまたは抽気ラインPAに予期しない逆流が生じ、予期しない反応が生じる可能性を抑制している。
As shown in FIG. 2, the pilot fuel in the pilot nozzle fuel line FPa is a mixture of fuel gas supplied from the pilot fuel supply line FP and compressed air Ain supplied from the extraction line PA. In the flow path of the pilot fuel supply line FP, a
図4は、本発明の実施形態1に係る抽気ノズルの先端部の一例を示す概略構成図である。抽気ノズル80は、例えば、抽気ノズル本体81と、抽気ノズル本体81の端部に開口した抽気ノズル開口82と、抽気ノズル本体81と連通する抽気配管83と、抽気ノズル本体81の圧縮空気Ainの流路である、圧縮空気流路84とを含む。抽気ノズル80は、上述したディフューザ部91の内部に抽気ノズル本体81が配置され、圧縮機11から流入する圧縮空気Ainの流入方向に対向するように抽気ノズル開口82が向いている。このような抽気ノズル80は、全圧プローブとよばれ、抽気ノズル開口82に対して広い角度の圧縮空気Ainの流入方向から圧縮空気Ainを取り込むことができる。
FIG. 4 is a schematic configuration diagram illustrating an example of a tip portion of the extraction nozzle according to the first embodiment of the present invention. The
ディフューザ部91の内部は、圧縮機11による圧縮の直後であるため、高圧の圧縮空気Ainが流通している。そして、抽気ノズル80は、抽気ノズル開口82から圧縮空気Ainを取り込み、圧縮空気Ainが圧縮空気流路84を経由して、抽気ラインPAに流れ込む。
Since the inside of the
図2に示すように、メインノズル燃料ラインFMaのメイン燃料は、メイン燃料供給ラインFMから供給される燃料ガスと、抽気ラインPAから供給される圧縮空気Ainとを混合している。メイン燃料供給ラインFMの流路において、逆止弁76と、逆止弁76の下流に設けられ燃料ガスの流量を制御する流量制御弁62と、流量制御弁62で流量が制御された燃料ガスの流量を計測する流量計73とが備えられている。抽気ラインPAの流路において、上述した抽気ノズル80及び逆止弁77に加え、逆止弁77の下流に設けられ圧縮空気Ainの流量を制御する流量制御弁64と、流量制御弁64で流量が制御された圧縮空気Ainの流量を計測する流量計74とが備えられている。なお、逆止弁76及び逆止弁77は、メインノズル燃料ラインFMaからメイン燃料供給ラインFMまたは抽気ラインPAに予期しない逆流が生じ、予期しない反応が生じる可能性を抑制している。
As shown in FIG. 2, the main fuel in the main nozzle fuel line FMa is a mixture of the fuel gas supplied from the main fuel supply line FM and the compressed air Ain supplied from the extraction line PA. In the flow path of the main fuel supply line FM, a
制御装置100は、上述した流量計71、72、73、74と、流量制御弁61、62、63、64とに接続されている。制御装置100は、CPU(Central Processing Unit)を中心とするマイクロプロセッサと、このCPUの他に、処理プログラムを記憶するROM(Read Only Memory)と、データを一時的に記憶するRAM(Random Access Memory)と、記憶手段となる記憶装置とを含む。制御装置100は、流量計71、72、73、74の検出信号を抽出し、記憶手段に記憶する。制御装置100は、流量計71、72、73、74の検出信号に応じて、流量制御弁61、62、63、64の弁開度をCPUで演算し、制御信号を流量制御弁61、62、63、64に対して送出する。流量制御弁61、62、63、64は、制御装置100の制御信号に応じて、燃料ガスの流量または圧縮空気Ainの流量を制御する。
The
以上説明したガスタービン燃焼器12では、高温・高圧の圧縮空気Ainが空気通路50Aに流れこむと、圧縮空気Ainは整流板50を通過して整流される。圧縮空気Ainは、ターニング部58によって流れの向きを変え、ターニングベーン58aによってさらに整流されながらパイロット燃焼バーナ44のパイロットコーン44a及びメイン燃焼バーナ45の延長管45aに誘導され、パイロットスワラ44b及びメインスワラ45bによって旋回する気流となる。
In the
また、圧縮空気Ainは、空気通路50Aにおいてトップハットノズル46から噴射された燃料と混合された燃料混合気となって燃焼器内筒42内に流れ込む。燃焼器内筒42内では、メイン燃焼バーナ45から噴射された燃料と燃料混合気とが延長管45aにより混合され、メインスワラ45bによって予混合気の旋回流となって燃焼器尾筒47内に流れ込む。また、燃料混合気は、パイロット燃焼バーナ44から噴射された燃料と混合され、図示しない種火により着火されて燃焼し、燃焼ガスとなって燃焼器尾筒47内に噴出する。このとき、燃焼ガスの一部が燃焼器尾筒47内に火炎を伴って周囲に拡散するように噴出することで、各メイン燃焼バーナ45から燃焼器尾筒47内に流れ込んだ予混合気に着火されて燃焼する。
In addition, the compressed air Ain flows into the combustor
このように、パイロット燃焼バーナ44から噴射したパイロット燃料による拡散火炎により、メイン燃焼バーナ45からの希薄予混合燃料の安定燃焼を行うための保炎を行うことができる。また、メイン燃焼バーナ45によって燃料を予混合することで燃料濃度を均一化することで低NOx化を図ることができる。しかも、空気通路50Aにおいて、トップハットノズル46が圧縮空気Ainに燃料を混合させて燃料混合気とすることで濃度の薄い混合気を形成しておき、その後下流のメイン燃焼バーナ45が前述した濃度の濃い混合気を燃焼器内筒42に噴射することで、混合気の燃料と燃焼用空気とをより均一に混合させるため、空燃比の隔たりによる燃焼ガスの高温部の発生が防止でき、より一層の低NOx化を図ることができる。
In this way, flame diffusion for stable combustion of the lean premixed fuel from the
パイロット燃焼バーナ44、メイン燃焼バーナ45、トップハットノズル46は、ガスタービンの負荷変化により、それぞれの燃料流量及び燃料配分が変化する可能性がある。このため、パイロット燃焼バーナ44、メイン燃焼バーナ45、トップハットノズル46が燃料を噴射する先端ノズルにおける燃料ノズル差圧(燃料差圧)の平均値が変化する可能性がある。
In the
図5は、パイロット燃焼バーナにおける燃料の軌跡を説明する説明図である。図6は、パイロット燃焼バーナにおける燃料ノズル差圧と燃料流量との関係を説明する説明図である。例えば、図5に示すように、パイロット燃焼バーナ44は、パイロット燃焼バーナ44の先端から旋回する空気の流れである気流Arに対して燃料を噴射する。パイロット燃焼バーナ44のパイロット燃焼バーナ44の先端から噴射される燃料の軌跡は、燃料が少ない場合燃料ノズル差圧も小さくなるので、燃料軌跡fQ1のように、燃焼器内筒42の内壁近くに向かい、不安定な拡散燃焼となる可能性がある。
FIG. 5 is an explanatory diagram for explaining the locus of fuel in the pilot combustion burner. FIG. 6 is an explanatory diagram for explaining the relationship between the fuel nozzle differential pressure and the fuel flow rate in the pilot combustion burner. For example, as shown in FIG. 5, the
パイロット燃焼バーナ44は、拡散燃焼により生じるNOxを抑制するため、燃料流量を絞る場合がある。燃料流量を絞る場合、図6の曲線fp1に示すように、パイロット燃焼バーナ44の先端における燃料ノズル差圧ΔPが所定の安定限界圧力plを下回る不安定燃焼領域FUとなり、パイロット燃焼バーナ44の先端から噴射される燃料の軌跡は、図5に示す燃料軌跡fQ1のような燃料の軌跡となりやすい。不安定燃焼領域FUにおいて、拡散燃焼の不安定な状態は、供給される燃焼用の圧縮空気Ainと燃料ノズル差圧ΔPとが個々にあるいは協働して変動することで、発生する可能性がある。燃焼安定性を高めるために、ガスタービン燃焼器12は、パイロット燃焼バーナ44の先端における燃料ノズル差圧ΔPが所定の安定限界圧力plを上回るようにすることが望ましい。
The
実施形態1に係るガスタービン燃焼器12は、例えばパイロット燃焼バーナ44に対してパイロット燃料供給ラインFPから供給される燃料ガスの燃料流量が低下してくる状況において、この燃料ガスと、抽気ラインPAから供給される圧縮空気Ainとを混合することにより、パイロット燃焼バーナ44の先端における燃料ノズル差圧を増加させることができる。この燃料ノズル差圧が増加することにより、パイロット燃焼バーナ44の先端から噴射される燃料の軌跡は、図5に示す燃料軌跡fQ2のように、燃焼器内筒42の内壁から離れて噴射され、不安定な拡散燃焼を抑制することができる。その結果、パイロット燃焼バーナ44は、図6の曲線fp2に示すように、パイロット燃焼バーナ44の先端における燃料ノズル差圧ΔPが所定の安定限界圧力plを上回り、パイロット燃焼バーナ44の燃焼状態が不安定燃焼領域FUに達する可能性を低減することができる。
In the
例えば燃料ガスが天然ガスの場合、天然ガスは、混合された空気の体積及び天然ガスの総体積に対する天然ガスの体積の比が5%以上15%以下(可燃範囲)となると燃焼する可能性がある。このため、制御装置100は、燃料ガスの種類と、燃料ガスの可燃範囲を記憶装置に記憶しており、流量計71及び流量計72の検出信号から流量制御弁61及び流量制御弁63を制御し、パイロットノズル燃料ラインFPaのパイロット燃料が上述した可燃範囲とならないように、パイロット燃料供給ラインFPから供給される燃料ガスと、抽気ラインPAから供給される圧縮空気Ainとを混合する。
For example, when the fuel gas is natural gas, the natural gas may burn when the ratio of the volume of the mixed air and the volume of the natural gas to the total volume of the natural gas is 5% or more and 15% or less (combustible range). is there. For this reason, the
例えば、制御装置100は、天然ガスの体積に対して5倍程度までの一定体積比率の圧縮空気Ainを混合するように制御すれば、パイロットノズル燃料ラインFPaのパイロット燃料が可燃状態となる可能性を抑制できる。
For example, if the
あるいは、制御装置100は、流量制御弁63を通過する圧縮空気Ainの通過量を一定にする。制御装置100は、流量計71及び流量計72の検出信号からパイロット燃料供給ラインFPから供給される燃料ガスと、抽気ラインPAから供給される圧縮空気Ainとを混合した体積比が、燃料ガスの流量が流量制御弁61によって絞られ、相対的に上述した可燃範囲に近づく場合、流量制御弁63を制御して通過する圧縮空気Ainを遮断または抑制する。
Or the
パイロットノズル燃料ラインFPaのパイロット燃料の上述した燃料ガスは、低NOx化のため、流量が絞られることが多い。このため、パイロット燃料供給ラインFPから供給される燃料ガスと、抽気ラインPAから供給される圧縮空気Ainとを混合することで、実施形態1のガスタービン燃焼器12は、燃焼の安定及び低NOx化をはかることができる。
The above-described fuel gas of the pilot fuel in the pilot nozzle fuel line FPa is often throttled to reduce NOx. Therefore, by mixing the fuel gas supplied from the pilot fuel supply line FP and the compressed air Ain supplied from the extraction line PA, the
実施形態1に係るガスタービン燃焼器12は、例えばメイン燃焼バーナ45に対してメイン燃料供給ラインFMから供給される燃料ガスの燃料流量が低下してくる状況において、この燃料ガスと、抽気ラインPAから供給される圧縮空気Ainとを混合することにより、燃料ノズル差圧を増加させることができる。そして、制御装置100は、燃料ガスの種類と、燃料ガスの可燃範囲を記憶装置に記憶しており、流量計73及び流量計74の検出信号から流量制御弁62及び流量制御弁64を制御し、メインノズル燃料ラインFMaのメイン燃料が上述した可燃範囲とならないように、メイン燃料供給ラインFMから供給される燃料ガスと、抽気ラインPAから供給される圧縮空気Ainとを混合する。このため、メイン燃焼バーナ45の燃料ノズル差圧が増加することにより、メイン燃焼バーナ45から噴射される燃料も安定し、燃焼の安定性を高めることができる。なお、実施形態1に係るガスタービン燃焼器12は、トップハットノズル46に対して燃料供給ラインから供給される燃料ガスの燃料流量が低下してくる状況において、この燃料ガスと、抽気ラインPAから供給される圧縮空気Ainとを混合することにより、燃料ノズル差圧を増加させるようにしてもよい。
In the
上述した制御装置100は、流量計71及び流量計72の検出信号から流量制御弁61及び流量制御弁63を制御し、燃料ガスが十分流通している場合には、流量制御弁63を閉じて、流量制御弁63を通過する圧縮空気Ainの通過量を0とすることもある。同様に、上述した制御装置100は、流量計73及び流量計74の検出信号から流量制御弁62及び流量制御弁64を制御し、燃料ガスが十分流通しメイン燃焼バーナ45の燃料ノズル差圧が十分である場合には、流量制御弁64を閉じて、流量制御弁64を通過する圧縮空気Ainの通過量を0とすることもある。
The
以上説明したように、実施形態1に係るガスタービン燃焼器12は、車室48と、燃焼器内筒42と、パイロット燃焼バーナ44と、パイロット燃焼バーナ44を取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナ45と、パイロット燃焼バーナ44またはメイン燃焼バーナ45に燃料を供給する燃料供給ラインと、抽気ラインPAと、を含む。燃料供給ラインは、パイロット燃料供給ラインFP及びパイロットノズル燃料ラインFPaであり、またはメイン燃料供給ラインFM及びメインノズル燃料ラインFMaである。
As described above, the
車室48には、圧縮機11からの圧縮空気Ainが流入し、燃焼器内筒42において、この圧縮空気Ainと燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる。そして、抽気ラインPAは、車室48に流入する圧縮空気Ainの一部を抽出し、パイロット燃料供給ラインFPまたはメイン燃料供給ラインFMの燃料ガスに混合するため、抽出した圧縮空気Ainをパイロットノズル燃料ラインFPaまたはメインノズル燃料ラインFMaに供給する。
Compressed air Ain from the
実施形態1において、抽気ラインPAに供給される圧縮空気Ainは、車室48に流入する圧縮空気Ainの一部であって、圧縮機11からの圧縮空気Ainの出口に位置するディフューザ部91から抽出される。このため、抽気ラインPAは、圧縮機11からの圧縮空気Ainの中で最も高い圧力の圧縮空気Ainを抽出できる。つまり、圧縮機11からの圧縮空気Ainの圧力は、高くなっているため、抽気ラインPAがパイロットノズル燃料ラインFPaまたはメインノズル燃料ラインFMaに供給する圧縮空気Ainの圧力も高い。このため、パイロット燃料供給ラインFPまたはメイン燃料供給ラインFMの燃料ガスと、抽気ラインPAの圧縮空気Ainとが混合することにより、パイロット燃焼バーナ44またはメイン燃焼バーナ45がパイロット燃料またはメイン燃料を噴射する燃料ノズル差圧を増加することができる。そして、ガスタービン燃焼器12は、大きな出力の圧縮機を備えなくても燃料ノズル差圧を増加することができ、上述した燃料供給ラインの大きさを抑制できる。その結果、パイロット燃料またはメイン燃料を噴射する軌跡が安定し、燃焼振動と呼ばれる不安定燃焼が助長される可能性を抑制できる。そして、ガスタービン燃焼器12は、ガスタービン外の空気源である空気圧縮機を用意しなくてもパイロット燃料またはメイン燃料を噴射する燃料ノズル差圧を増加することができ、ガスタービン燃焼器12及びガスタービンのコストを低く抑制することができる。または、ガスタービン燃焼器12は、ガスタービン外の空気源である空気圧縮機を抽気ラインPAに接続した場合でもパイロット燃料またはメイン燃料を噴射する燃料ノズル差圧を増加することができ、ガスタービン外の空気源である空気圧縮機を小型で低コストにできることからガスタービン燃焼器12及びガスタービンのコストを低く抑制することができる。
In the first embodiment, the compressed air Ain supplied to the bleed line PA is a part of the compressed air Ain that flows into the
燃焼振動の発生メカニズムの一つとして、燃焼場の圧力変動に対して燃料流量の変動が連成することで燃焼場の圧力変動を増大させる場合がある。例えば、ガスタービンの負荷変化により、燃焼ガスにおける圧縮空気Ainと、燃料と燃料配分が変化し、またはパイロット燃焼バーナ44またはメイン燃焼バーナ45に供給されるパイロット燃料またはメイン燃料の流量が低減する可能性がある。そして、パイロット燃料またはメイン燃料の流量が低減する場合、パイロット燃焼バーナ44またはメイン燃焼バーナ45の燃料ノズル差圧の平均値も低下する可能性がある。しかしながら、上述したように実施形態1に係るガスタービン燃焼器12は、燃料ノズル差圧の平均値を底上げすることができ、燃料ガスの体積流量を増加させ、燃料ノズル差圧の変動が発生した場合であっても、燃料流量の変動がごくわずかとなる。このため、実施形態1に係るガスタービン燃焼器12は、燃料流量の変動に起因した燃焼振動を抑制できる。
One of the generation mechanisms of combustion vibration is to increase the pressure fluctuation of the combustion field by coupling the fluctuation of the fuel flow rate with the pressure fluctuation of the combustion field. For example, the load of the gas turbine can change the compressed air Ain in the combustion gas, the fuel and fuel distribution, or the flow rate of the pilot fuel or main fuel supplied to the
上記構成により、燃料供給ラインであるパイロットノズル燃料ラインFPにおいて、パイロット燃料が予混合気となり、パイロット燃焼バーナ44の拡散燃焼により生じるNOxを抑制することができる。パイロット燃焼バーナ44は、拡散燃焼により生じるNOxを抑制することから、燃料流量を絞る可能性がある。しかしながら、上記構成のガスタービン燃焼器12は、燃料を噴射する軌跡を安定させて、パイロット燃焼バーナ44が、絞られた燃料流量であっても安定した燃焼を維持することができる。
With the above configuration, pilot fuel becomes premixed in the pilot nozzle fuel line FP that is a fuel supply line, and NOx generated by diffusion combustion of the
(実施形態2)
図7は、実施形態2に係るガスタービン燃焼器を示す概略構成図である。図8は、実施形態2に係る抽気ノズルの先端部の一例を示す概略構成図である。上述した実施形態1と同じ構成要素には同一の符号を付して、重複する説明は省略する。実施形態2に係るガスタービン燃焼器12は、ディフューザ部91の下流にあるストラット92に、上流側に開口させ、かつ抽気口となる抽気ノズル80Aを備えている。
(Embodiment 2)
FIG. 7 is a schematic configuration diagram illustrating a gas turbine combustor according to the second embodiment. FIG. 8 is a schematic configuration diagram illustrating an example of a tip portion of the extraction nozzle according to the second embodiment. The same components as those in the first embodiment described above are denoted by the same reference numerals, and redundant description is omitted. The
ストラット92は、図7に示すA−A断面を図8に示すと、A−Aの方向に細長い外形形状であり、中空部92aが開けられている。図7に示すようにストラット92は、ディフューザ部91の圧縮空気Ainを整流し、タービン車室43内へ送出する。圧縮空気Ainは、車室48内で向きを変えて、整流板50へ向かう気流に沿って、流れる。
When the AA cross section shown in FIG. 7 is shown in FIG. 8, the
中空部92aの一部には、上述した抽気ノズル本体81が抽気ノズル開口82を圧縮空気Ainの流入方向に対して平行となるように、設けられている。この構造により、既存の車室48の構造を変えずに、抽気口となる抽気ノズル80Aを備えることができる。また、抽気ノズル80Aは、圧縮機11の下流のストラット92に備えられるため、高い圧力の圧縮空気Ainを抽気ラインPAに供給することができる。
The
実施形態2において、抽気ラインPAに供給される圧縮空気Ainは、車室48に流入する圧縮空気Ainの一部であって、圧縮機11からの圧縮空気Ainを整流するストラット92から抽出される。このため、抽気ラインPAは、圧縮機11から流入する高い圧力の圧縮空気Ainを抽出できる。圧縮空気Ainの圧力は、高くなっているため、抽気ラインPAがパイロットノズル燃料ラインFPまたはメインノズル燃料ラインFMaに供給する圧縮空気Ainの圧力も高い。このため、パイロット燃料供給ラインFPまたはメイン燃料供給ラインFMの燃料ガスと、抽気ラインPAの圧縮空気Ainとが混合することにより、パイロット燃焼バーナ44またはメイン燃焼バーナ45がパイロット燃料またはメイン燃料を噴射する燃料ノズル差圧を増加することができる。そして、ガスタービン燃焼器12は、大きな出力の圧縮機を備えなくても燃料ノズル差圧を増加することができ、上述した燃料供給ラインの大きさを抑制できる。その結果、パイロット燃料またはメイン燃料を噴射する軌跡が安定し、燃焼振動と呼ばれる不安定燃焼が助長される可能性を抑制できる。
In the second embodiment, the compressed air Ain supplied to the extraction line PA is a part of the compressed air Ain flowing into the
(実施形態3)
図9は、実施形態3に係るガスタービン燃焼器を示す概略構成図である。上述した実施形態1と同じ構成要素には同一の符号を付して、重複する説明は省略する。実施形態3に係るガスタービン燃焼器12は、ディフューザ部91の下流にある車室48の燃焼器尾筒47の周囲に、上流側に開口させ、かつ抽気口となる抽気孔80Bを備えている。抽気孔80Bは、上述した圧縮空気Ainの一部を抽出する抽気ノズル80と同様の構成としてもよい。
(Embodiment 3)
FIG. 9 is a schematic configuration diagram illustrating a gas turbine combustor according to the third embodiment. The same components as those in the first embodiment described above are denoted by the same reference numerals, and redundant description is omitted. The
図9に示すように、ディフューザ部91の下流にある燃焼器尾筒47の周囲の淀み部に抽気口を設けたので、高い圧力の圧縮空気Ainを抽気ラインPAに供給することができる。
As shown in FIG. 9, since the bleed port is provided in the stagnation part around the
実施形態3において、抽気ラインPAに供給される圧縮空気Ainは、車室48の圧縮空気Ainの一部であって、圧縮機11の出口の下流に位置する燃焼器尾筒47の周囲の車室48から抽出される。このため、抽気ラインPAは、車室48の圧縮空気Ainの中で最も高い圧力の圧縮空気Ainを抽出できる。圧縮空気Ainの圧力は、高くなっているため、抽気ラインPAがパイロットノズル燃料ラインFPまたはメインノズル燃料ラインFMaに供給する圧縮空気Ainの圧力も高い。このため、パイロット燃料供給ラインFPまたはメイン燃料供給ラインFMの燃料ガスと、抽気ラインPAの圧縮空気Ainとが混合することにより、パイロット燃焼バーナ44またはメイン燃焼バーナ45がパイロット燃料またはメイン燃料を噴射する燃料ノズル差圧を増加することができる。そして、ガスタービン燃焼器12は、大きな出力の圧縮機を備えなくても燃料ノズル差圧を増加することができ、上述した燃料供給ラインの大きさを抑制できる。その結果、パイロット燃料またはメイン燃料を噴射する軌跡が安定し、燃焼振動と呼ばれる不安定燃焼が助長される可能性を抑制できる。
In the third embodiment, the compressed air Ain supplied to the bleed line PA is a part of the compressed air Ain in the
(実施形態4)
図10は、実施形態4に係るガスタービン燃焼器を示す概略構成図である。上述した実施形態1と同じ構成要素には同一の符号を付して、重複する説明は省略する。実施形態4に係るガスタービン燃焼器12は、燃焼器内筒42の周囲における車室48に開口させ、かつ抽気口となる抽気孔80Cを備えている。また、実施形態4に係るガスタービン燃焼器12は、燃焼器尾筒47の周囲における車室48に開口させ、かつ抽気口となる抽気孔80Dを備えている。なお、車室48には、抽気孔80Cまたは抽気孔80Dのどちらか一方があればよい。抽気孔80Cまたは抽気孔80Dは、上述した圧縮空気Ainの一部を抽出する抽気ノズル80と同様の構成としてもよい。
(Embodiment 4)
FIG. 10 is a schematic configuration diagram illustrating a gas turbine combustor according to the fourth embodiment. The same components as those in the first embodiment described above are denoted by the same reference numerals, and redundant description is omitted. The
図10に示すように、燃焼器内筒42の周囲または燃焼器尾筒47の周囲の静圧の高い淀み部に抽気口を設けたので、静圧の高い圧縮空気Ainを抽気ラインPAに供給することができる。これにより、抽気孔80Cまたは抽気孔80Dは、圧縮空気Ainの流れの向きに左右されずに、圧縮空気Ainを抽気ラインPAに供給することができる。
As shown in FIG. 10, since the extraction port is provided in the stagnation part with high static pressure around the combustor
実施形態4に係るガスタービン燃焼器12の抽気ラインPAには、逆止弁77の下流において、ガスタービン外の空気源である空気圧縮機79を備えてもよい。空気圧縮機79は、遠心ポンプの構造などをしており、圧縮空気Ainの圧力を高めることができる。実施形態4に係るガスタービン燃焼器12の抽気ラインPAには、静圧の高い圧縮空気Ainを抽気ラインPAに供給するため、空気圧縮機79が圧縮する圧力は小さくてすむ。このため空気圧縮機79は、圧縮能力の小さな小型の圧縮機でよく、空気圧縮機79を導入するコストを抑制することができる。そして、ガスタービン燃焼器12及びガスタービンのコストは、低く抑制できる。
The extraction line PA of the
実施形態4において、抽気ラインPAに供給される圧縮空気Ainは、車室48の圧縮空気Ainの一部であって、燃焼器内筒42の周囲または燃焼器尾筒47の周囲の車室48の淀み部から抽出される。このため、抽気ラインPAは、気流の影響を抑制しつつ、車室48の高い圧力の圧縮空気Ainを抽出できる。圧縮空気Ainの圧力は、高くなっているため、抽気ラインPAがパイロットノズル燃料ラインFPまたはメインノズル燃料ラインFMaに供給する圧縮空気Ainの圧力も高い。このため、パイロット燃料供給ラインFPまたはメイン燃料供給ラインFMの燃料ガスと、抽気ラインPAの圧縮空気Ainとが混合することにより、パイロット燃焼バーナ44またはメイン燃焼バーナ45がパイロット燃料またはメイン燃料を噴射する燃料ノズル差圧を増加することができる。そして、ガスタービン燃焼器12は、大きな出力の圧縮機を備えなくても燃料ノズル差圧を増加することができ、上述した燃料供給ラインの大きさを抑制できる。その結果、パイロット燃料またはメイン燃料を噴射する軌跡が安定し、燃焼振動と呼ばれる不安定燃焼が助長される可能性を抑制できる。
In the fourth embodiment, the compressed air Ain supplied to the bleed line PA is a part of the compressed air Ain in the
(実施形態5)
図11は、実施形態5に係るガスタービン燃焼器を示す概略構成図である。図12は、実施形態5の整流板の一例を示す概略構成図である。図13は、実施形態5のガスタービン燃焼器における要部断面図である。上述した実施形態1と同じ構成要素には同一の符号を付して、重複する説明は省略する。実施形態5に係るガスタービン燃焼器12は、燃焼器内筒42の周囲における整流板50に開口させ、かつ抽気口となる抽気ノズル80Eを備えている。
(Embodiment 5)
FIG. 11 is a schematic configuration diagram illustrating a gas turbine combustor according to the fifth embodiment. FIG. 12 is a schematic configuration diagram illustrating an example of the current plate of the fifth embodiment. FIG. 13 is a cross-sectional view of a main part of the gas turbine combustor according to the fifth embodiment. The same components as those in the first embodiment described above are denoted by the same reference numerals, and redundant description is omitted. The
図11に示すように、整流板50は、燃焼器内筒42の周囲を囲み、上述したリング状の板部材51であって、連通する孔が多数形成されている多孔板である。整流板50には、空気通路50A側に隣接して整流板50を固定するためのリブ52が周方向に等間隔に設置されている。リブ52は、燃焼器内筒42と燃兼圧車室41のトップハット部材41aとに両端が接するように放射状に設けられている。
As shown in FIG. 11, the rectifying
整流板50には、板部材51を貫通する貫通孔であって、複数の内周側の孔55と、複数の外周側の孔56とが設けられている。内周側の孔55の直径は、外周側の孔56の直径よりも大きい。このため、内周側の孔55を通過する圧縮空気Ainの量が、外周側の孔56を通過する圧縮空気Ainの量よりも大きくなる。
The
図13は、図12に示すB−B断面である。図13に示すように、リブ52の車室48側には、抽気ノズル80Eが設けられている。抽気ノズル80Eは、抽気ノズル本体81と、抽気ノズル本体81の端部に開口した抽気ノズル開口82とを備えている。抽気ノズル本体81が抽気ノズル開口82を車室48内の圧縮空気Ainの流入方向に対して平行となるように、抽気ノズル80Eは、リブ52に対して傾斜している。これにより、抽気ノズル80Eは、車室48からの圧縮空気Ainの流れを効率よく取り込むことができる。図13に示すように、リブ52の内部には、圧縮空気Ainが流通する抽気ラインPAが形成され、取り込んだ圧縮空気Ainは、図11に示す逆止弁77に流出する。実施形態5の抽気ノズル80Eは、抽気ノズル本体81がリブ52の延在方向(径方向)に複数の抽気ノズル本体81が設けられている。抽気ノズル本体81がリブ52に1つ設けられてもよい。また、周方向に複数設けられたリブ52の1つに抽気ノズル80Eを備えていてもよい。また、周方向に複数設けられたリブ52のうち複数に抽気ノズル80Eを備えていてもよい。また、周方向に複数設けられたリブ52のうち全てに抽気ノズル80Eを備えていてもよい。
FIG. 13 is a BB cross section shown in FIG. As shown in FIG. 13, an
図13に示すように、リブ52の内部には、抽気ラインPAが形成されている。実施形態5に係るガスタービン燃焼器12は、整流板50に抽気口を設けたので、既存の車室48の構造を変えずに、抽気口となる抽気ノズル80Eを備えることができる。
As shown in FIG. 13, an extraction line PA is formed inside the
実施形態5において、抽気ラインPAに供給される圧縮空気Ainは、車室48の圧縮空気Ainの一部であって、整流板50から抽出される。このため、抽気ラインPAは、車室48の高い圧力の圧縮空気Ainを抽出できる。圧縮空気Ainの圧力は、高くなっているため、抽気ラインPAがパイロットノズル燃料ラインFPまたはメインノズル燃料ラインFMaに供給する圧縮空気Ainの圧力も高い。このため、パイロット燃料供給ラインFPまたはメイン燃料供給ラインFMの燃料ガスと、抽気ラインPAの圧縮空気Ainとが混合することにより、パイロット燃焼バーナ44またはメイン燃焼バーナ45がパイロット燃料またはメイン燃料を噴射する燃料ノズル差圧を増加することができる。そして、ガスタービン燃焼器12は、大きな出力の圧縮機を備えなくても燃料ノズル差圧を増加することができ、上述した燃料供給ラインの大きさを抑制できる。その結果、パイロット燃料またはメイン燃料を噴射する軌跡が安定し、燃焼振動と呼ばれる不安定燃焼が助長される可能性を抑制できる。
In the fifth embodiment, the compressed air Ain supplied to the extraction line PA is a part of the compressed air Ain in the
実施形態1から実施形態5を組み合わせてもよく、抽気ラインPAに供給される圧縮空気Ainは、車室48に流入する圧縮空気Ainの一部及び車室48の圧縮空気Ainの一部の両方から抽出されてもよい。
The first to fifth embodiments may be combined, and the compressed air Ain supplied to the extraction line PA is both a part of the compressed air Ain flowing into the
11 圧縮機
12 ガスタービン燃焼器
13 タービン
20 空気取入口
21 圧縮機車室
22 入口案内翼
23 静翼
24 動翼
25 抽気室
40 燃焼器本体
40a 空気流入口
41a 筒状部材
41b 蓋部材
41c 外筒
41 燃兼圧車室
42 燃焼器内筒
43 タービン車室
44 パイロット燃焼バーナ
44a パイロットコーン
44b パイロットスワラ
44c 燃料ポート
45 メイン燃焼バーナ
45a 延長管
45b メインスワラ
45c 燃料ポート
46 トップハットノズル
47 燃焼器尾筒
48 車室
49 バイパス弁
50 整流板
50A 空気通路
52 リブ
55、56 孔
57 内壁
58 ターニング部
58a ターニングベーン
61、62、63、64 流量制御弁
71、72、73、74 流量計
75、76、77、78 逆止弁
79 空気圧縮機
80、80A、80E 抽気ノズル
80B、80C、80D 抽気孔
81 抽気ノズル本体
82 抽気ノズル開口
83 抽気配管
84 圧縮空気流路
91 ディフューザ部
92 ストラット
92a 中空部
100 制御装置
FM メイン燃料供給ライン
FMa メインノズル燃料ライン
FP パイロット燃料供給ライン
FPa パイロットノズル燃料ライン
FS 燃焼器軸
PA 抽気ライン
DESCRIPTION OF
Claims (6)
前記圧縮空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼器内筒と、
前記燃焼器内筒の中央部に配置されるパイロット燃焼バーナと、
前記パイロット燃焼バーナを取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナと、
前記パイロット燃焼バーナまたは前記メイン燃焼バーナに前記燃料を供給する燃料供給ラインと、
前記車室に流入する圧縮空気または前記車室の圧縮空気の少なくとも一方の一部を抽出し、前記燃料供給ラインに供給して前記燃料供給ラインの燃料に混合させる抽気ラインと、を含み、
前記抽気ラインに供給される圧縮空気は、前記車室に流入する圧縮空気の一部であって、前記圧縮機からの圧縮空気を整流するストラットから抽出されることを特徴とするガスタービン燃焼器。 A cabin into which compressed air from the compressor flows,
A combustor inner cylinder in which the compressed air and fuel are burned to generate combustion gas;
A pilot combustion burner disposed in a central portion of the combustor inner cylinder;
A plurality of main combustion burners arranged to surround the pilot combustion burner;
A fuel supply line for supplying the fuel to the pilot combustion burner or the main combustion burner;
Extracting at least one of a portion of the compressed air in the compressed air or the casing flows into the casing, see containing and a bleed line to be mixed with the fuel in the fuel supply line is supplied to the fuel supply line,
Compressed air supplied to the bleed line is a part of compressed air flowing into the passenger compartment, and is extracted from a strut that rectifies compressed air from the compressor . .
前記圧縮空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼器内筒と、
前記燃焼器内筒の中央部に配置されるパイロット燃焼バーナと、
前記パイロット燃焼バーナを取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナと、
前記パイロット燃焼バーナまたは前記メイン燃焼バーナに前記燃料を供給する燃料供給ラインと、
前記車室に流入する圧縮空気または前記車室の圧縮空気の少なくとも一方の一部を抽出し、前記燃料供給ラインに供給して前記燃料供給ラインの燃料に混合させる抽気ラインと、を含み、
前記車室から前記燃焼器内筒の内部に導入する圧縮空気を整流する整流板をさらに備え、
前記抽気ラインに供給される圧縮空気は、前記車室の圧縮空気の一部であって、前記整流板から抽出されることを特徴とするガスタービン燃焼器。 A cabin into which compressed air from the compressor flows,
A combustor inner cylinder in which the compressed air and fuel are burned to generate combustion gas;
A pilot combustion burner disposed in a central portion of the combustor inner cylinder;
A plurality of main combustion burners arranged to surround the pilot combustion burner;
A fuel supply line for supplying the fuel to the pilot combustion burner or the main combustion burner;
An extraction line for extracting a part of at least one of the compressed air flowing into the vehicle compartment or the compressed air of the vehicle compartment, supplying the fuel supply line to the fuel supply line,
A rectifying plate for rectifying compressed air introduced from the vehicle compartment into the combustor inner cylinder;
The compressed air supplied to the bleed line is a part of the compressed air in the passenger compartment, features and be Ruga turbines combustor to be extracted from the rectifier plate.
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