JP5893879B2

JP5893879B2 - Gas turbine combustor

Info

Publication number: JP5893879B2
Application number: JP2011206804A
Authority: JP
Inventors: 敏彦齋藤; 石坂　浩一; 浩一石坂; 谷村　聡; 聡谷村; 赤松　真児; 真児赤松
Original assignee: Mitsubishi Hitachi Power Systems Ltd
Current assignee: Mitsubishi Power Ltd
Priority date: 2011-09-22
Filing date: 2011-09-22
Publication date: 2016-03-23
Anticipated expiration: 2031-09-22
Also published as: JP2013068348A

Description

本発明は、フラッシュバックの発生を抑制することができるガスタービン燃焼器に関する。 The present invention relates to a gas turbine combustor that can suppress the occurrence of flashback.

近年、ガスタービン用の燃焼器においては、ＮＯｘの低減等を図ることを目的として、予混合燃焼方式を採用したものが多くなっている。このような、予混合燃焼方式を採用したガスタービン燃焼器では、予混合燃焼を行うメインバーナ（予混合バーナ）に加えて、拡散燃焼を行うパイロットバーナを備えている。これにより、パイロットバーナによって生成された拡散炎を、メインバーナが予混合炎を生成するための種火として使用することができるため、そのメインバーナによって生成された予混合気を、拡散炎を用いて燃焼させることにより、予混合燃焼を可能としている。 In recent years, many combustors for gas turbines adopt a premixed combustion system for the purpose of reducing NOx and the like. Such a gas turbine combustor employing the premixed combustion system includes a pilot burner that performs diffusion combustion in addition to a main burner that performs premixed combustion (premixed burner). As a result, the diffusion flame generated by the pilot burner can be used as a seed flame for the main burner to generate the premixed flame, and therefore the premixed gas generated by the main burner is used as a diffusion flame. Premixed combustion is possible.

しかしながら、メインバーナの出口付近においては、予混合気がその内周面に沿うように流れるため、境界層の発達により流速が低下した部分が生じてしまい、この流速が低下した部分に、予混合気による燃料高濃度領域が発生する場合がある。このように、メインバーナの出口付近に、低速で、且つ、燃料高濃度の領域が発生すると、このような領域に対して、その下流側に生成された火炎が燃え移るという、所謂、フラッシュバック（逆火）が発生するおそれがある。 However, in the vicinity of the main burner outlet, the premixed gas flows along the inner peripheral surface of the main burner, so that a portion where the flow velocity decreases due to the development of the boundary layer is generated, and the portion where the flow velocity decreases is premixed. There is a case where a high fuel concentration region is generated due to air. In this way, when a low-speed and high-concentration region occurs near the outlet of the main burner, the so-called flashback in which the flame generated downstream of such a region is burned out. (Backfire) may occur.

そこで、従来のガスタービン燃焼器においては、メインバーナを、スワラ筒とフィルムリングとの嵌め合い構造として、これらスワラ筒とフィルムリングとの間に隙間を形成することにより、取り込んだ外部空気を、その隙間内からフィルム状に噴射して、フィルムリングの内周面に沿うように流している。これにより、フィルムリングの内周面近傍における予混合気の燃料高濃度領域（低流速域）を、噴射したフィルム空気によって排除して、フラッシュバックの発生を抑制するようにしている。 Therefore, in the conventional gas turbine combustor, the main burner has a fitting structure between the swirler tube and the film ring, and a gap is formed between the swirler tube and the film ring, so that the taken-in external air is The film is sprayed from the gap to flow along the inner peripheral surface of the film ring. Thereby, the high fuel concentration region (low flow velocity region) of the premixed gas in the vicinity of the inner peripheral surface of the film ring is excluded by the injected film air, thereby suppressing the occurrence of flashback.

また、フィルム空気の膜厚は、上記隙間における径方向の開口幅によって規定されるため、スワラ筒及びフィルムリングの熱変形や、これらの間の組付誤差が生じると、フィルム空気の膜厚がその周方向において不均一となってしまう。そこで、このような問題を解決する手段として、特許文献１に開示されるように、隙間内にスペーサ等を介在させて、フィルム空気の膜厚管理を行うようにしたガスタービン燃焼器も提供されている。 In addition, since the film thickness of the film air is defined by the opening width in the radial direction in the gap, when the thermal deformation of the swirler tube and the film ring or an assembly error between them occurs, the film air film thickness is It becomes non-uniform in the circumferential direction. Therefore, as a means for solving such a problem, as disclosed in Patent Document 1, a gas turbine combustor is also provided in which a spacer or the like is interposed in the gap to control the film thickness of the film air. ing.

特開２００５−１７１８９４号公報JP 2005-171894 A

しかしながら、上述したように、隙間内にスペーサ等を介在させると、隙間内を流れるフィルム空気が、スペーサの下流側において、ウェイク（低流速域）を発生させることになる。これにより、従来のガスタービン燃焼器においては、フラッシュバックの発生を十分に抑制することができないおそれがある。 However, as described above, when a spacer or the like is interposed in the gap, the film air flowing in the gap generates a wake (low flow velocity region) on the downstream side of the spacer. Thereby, in the conventional gas turbine combustor, the occurrence of flashback may not be sufficiently suppressed.

従って、本発明は上記課題を解決するものであって、簡素な構成で、フィルム空気を均一に流すことにより、フラッシュバックの発生を抑制することができるガスタービン燃焼器を提供することを目的とする。 Accordingly, an object of the present invention is to provide a gas turbine combustor capable of suppressing the occurrence of flashback by flowing film air uniformly with a simple configuration. To do.

上記課題を解決する第１の発明に係るガスタービン燃焼器は、
予混合燃焼を行う予混合バーナの外部から取り込んだ外部空気を、予混合ノズルよりも下流側に位置する前記予混合バーナの内周面に沿うように、当該予混合バーナの下流側に向けてフィルム状に噴射することにより、フラッシュバックの発生を抑制するようにしたガスタービン燃焼器において、
前記予混合バーナは、
前記予混合ノズルが挿入されるスワラ筒と、
前記スワラ筒の下流側端部が上流側端部内に嵌合されるフィルムリングとを備え、
前記スワラ筒は、
前記スワラ筒の上流側端部を形成する大径部と、
外径が前記大径部の外径よりも小径で、且つ、前記スワラ筒の前記下流側端部を形成する小径部と、
前記大径部の下流側端部に設けられ、前記大径部と前記小径部との間の外径寸法差によって形成される下流側角部とを有し、
前記フィルムリングは、
前記フィルムリングの前記上流側端部に開口して外部空気を取り込むと共に、嵌合時に前記小径部と対向するように配置される空気取込孔と、
前記フィルムリングの前記上流側端部に、当該フィルムリングの径方向外側に向けて凹むように形成され、前記下流側角部と嵌合する上流側段部とを有し、
前記下流側角部と前記上流側段部とを嵌合させて、前記小径部と前記フィルムリングの前記上流側端部との間に、環状の空気通路を形成し、
前記空気取込孔から取り込んだ外部空気を、前記フィルムリングの内周面に沿うように、前記空気通路から前記フィルムリングの下流側に向けてフィルム状に噴射する
ことを特徴とする。 A gas turbine combustor according to a first invention for solving the above-mentioned problems is as follows.
External air taken from the outside of the premix burner that performs premix combustion is directed toward the downstream side of the premix burner so as to be along the inner peripheral surface of the premix burner located downstream of the premix nozzle. In a gas turbine combustor designed to suppress the occurrence of flashback by spraying into a film,
The premix burner is
A swirler tube into which the premixing nozzle is inserted;
A film ring with which the downstream end of the swirler tube is fitted into the upstream end,
The swirler tube is
A large-diameter portion forming an upstream end of the swirler tube;
A small diameter portion having an outer diameter smaller than the outer diameter of the large diameter portion and forming the downstream end of the swirler tube ;
Provided at the downstream end of the large diameter portion, and having a downstream corner formed by an outer diameter dimensional difference between the large diameter portion and the small diameter portion ,
The film ring is
An air intake hole that opens at the upstream end of the film ring and takes in external air, and is arranged so as to face the small diameter portion when fitted,
Wherein the upstream end of the film the ring, are formed so as to be recessed toward the radially outer side of the film ring, and a upstream side step portion fitted with the downstream corner,
By fitting the downstream corner and the upstream stepped portion, an annular air passage is formed between the small diameter portion and the upstream end of the film ring,
The external air taken in from the air intake hole is jetted in a film shape from the air passage toward the downstream side of the film ring so as to be along the inner peripheral surface of the film ring.

上記課題を解決する第２の発明に係るガスタービン燃焼器は、
予混合燃焼を行う予混合バーナの外部から取り込んだ外部空気を、予混合ノズルよりも下流側に位置する前記予混合バーナの内周面に沿うように、当該予混合バーナの下流側に向けてフィルム状に噴射することにより、フラッシュバックの発生を抑制するようにしたガスタービン燃焼器において、
前記予混合バーナは、
前記予混合ノズルが挿入されるスワラ筒と、
前記スワラ筒の下流側端部が上流側端部内に嵌合されるフィルムリングとを備え、
前記スワラ筒は、
前記スワラ筒の上流側端部を形成する大径部と、
外径が前記大径部の外径よりも小径で、且つ、前記スワラ筒の前記下流側端部を形成する小径部と、
前記大径部の下流側端部に設けられ、前記大径部と前記小径部との間の外径寸法差によって生じる下流側角部を、前記大径部の径方向内側に向けて凹ますように形成される下流側段部とを有し、
前記フィルムリングは、
前記フィルムリングの前記上流側端部に開口して外部空気を取り込むと共に、嵌合時に前記小径部と対向するように配置される空気取込孔と、
前記フィルムリングの前記上流側端部に形成され、前記下流側段部と嵌合する上流側角部とを有し、
前記下流側段部と前記上流側角部とを嵌合させて、前記小径部と前記フィルムリングの前記上流側端部との間に、環状の空気通路を形成し、
前記空気取込孔から取り込んだ外部空気を、前記フィルムリングの内周面に沿うように、前記空気通路から前記フィルムリングの下流側に向けてフィルム状に噴射する
ことを特徴とする。 A gas turbine combustor according to a second invention for solving the above-mentioned problems is as follows.
External air taken from the outside of the premix burner that performs premix combustion is directed toward the downstream side of the premix burner so as to be along the inner peripheral surface of the premix burner located downstream of the premix nozzle. In a gas turbine combustor designed to suppress the occurrence of flashback by spraying into a film,
The premix burner is
A swirler tube into which the premixing nozzle is inserted;
A film ring with which the downstream end of the swirler tube is fitted into the upstream end,
The swirler tube is
A large-diameter portion forming an upstream end of the swirler tube;
A small diameter portion having an outer diameter smaller than the outer diameter of the large diameter portion and forming the downstream end of the swirler tube;
Provided at the downstream end of the large-diameter portion, and dents the downstream corner caused by the outer diameter dimensional difference between the large-diameter portion and the small-diameter portion toward the radially inner side of the large-diameter portion. A downstream step portion formed as follows,
The film ring is
An air intake hole that opens at the upstream end of the film ring and takes in external air, and is arranged so as to face the small diameter portion when fitted,
An upstream corner formed on the upstream end of the film ring and fitted with the downstream step;
By fitting the downstream stepped portion and the upstream corner portion, an annular air passage is formed between the small diameter portion and the upstream end portion of the film ring,
The external air taken in from the air intake hole is jetted in a film shape from the air passage toward the downstream side of the film ring so as to be along the inner peripheral surface of the film ring.

上記課題を解決する第３の発明に係るガスタービン燃焼器は、
前記フィルムリングの前記上流側端部に、前記空気通路の空気噴射孔における径方向の開口幅を、前記空気通路における径方向の開口幅よりも狭くするように、絞り部を形成する
ことを特徴とする。 A gas turbine combustor according to a third invention for solving the above-described problems is
A throttle portion is formed at the upstream end of the film ring so that a radial opening width of the air injection hole of the air passage is narrower than a radial opening width of the air passage. And

上記課題を解決する第４の発明に係るガスタービン燃焼器は、
前記空気取込孔を前記フィルムリングの周方向に配置する
ことを特徴とする。 A gas turbine combustor according to a fourth invention for solving the above-described problems is
The air intake holes are arranged in a circumferential direction of the film ring.

上記課題を解決する第５の発明に係るガスタービン燃焼器は、
前記空気取込孔を千鳥状に配置する
ことを特徴とする。 A gas turbine combustor according to a fifth invention for solving the above-described problems is
The air intake holes are arranged in a staggered manner.

上記課題を解決する第６の発明に係るガスタービン燃焼器は、
前記空気取込孔における前記フィルムリングの周方向の端面は、前記空気取込孔の開口面積が前記フィルムリングの径方向内側に向かうに従って拡がるように、前記フィルムリングの周方向に向けて傾斜すると共に、
前記空気取込孔における前記フィルムリングの軸方向の端面は、前記フィルムリングの径方向内側に向かうに従って、前記フィルムリングの下流側に向けて傾斜する
ことを特徴とする。 A gas turbine combustor according to a sixth invention for solving the above-described problems is
An end surface in the circumferential direction of the film ring in the air intake hole is inclined toward the circumferential direction of the film ring so that an opening area of the air intake hole expands toward a radially inner side of the film ring. With
The axial end surface of the film ring in the air intake hole is inclined toward the downstream side of the film ring as it goes inward in the radial direction of the film ring.

上記課題を解決する第７の発明に係るガスタービン燃焼器は、
前記空気取込孔を、前記フィルムリングの外周面よりも径方向外側に張り出すように形成する
ことを特徴とする。 A gas turbine combustor according to a seventh invention for solving the above-mentioned problems is as follows.
The air intake hole is formed so as to protrude outward in the radial direction from the outer peripheral surface of the film ring.

従って、本発明に係るガスタービン燃焼器によれば、スワラ筒における大径部の下流側角部とフィルムリングの上流側段部とを嵌合させることにより、スワラ筒の小径部とフィルムリングの上流側端部との間に、当該スワラ筒及びフィルムリングの周方向において、均一な隙間となる空気通路を形成することができる。これにより、簡素な構成で、外部空気を均一なフィルム状にして流すことができるので、フラッシュバックの発生を抑制することができる。 Therefore, according to the gas turbine combustor according to the present invention, by fitting the downstream corner of the large diameter portion of the swirler cylinder and the upstream step of the film ring, the small diameter portion of the swirler cylinder and the film ring An air passage that is a uniform gap can be formed between the upstream end and the circumferential direction of the swirler tube and the film ring. Thereby, since it is possible to flow the external air in a uniform film shape with a simple configuration, the occurrence of flashback can be suppressed.

本発明の一実施例に係るガスタービン燃焼器の概略構成図である。It is a schematic block diagram of the gas turbine combustor which concerns on one Example of this invention. 矩形の空気取込孔をフィルムリングに形成したときのメインバーナの側面図である。It is a side view of a main burner when a rectangular air intake hole is formed in a film ring. 図２のＩ−Ｉ矢視断面図である。FIG. 3 is a cross-sectional view taken along the arrow I-I in FIG. 2. 他のメインバーナの断面図である。It is sectional drawing of another main burner. 丸形の空気取込孔をフィルムリングに形成したときのメインバーナの側面図である。It is a side view of a main burner when a round air intake hole is formed in a film ring. 空気通路内におけるウェイクの発生を示した図であって、（ａ）は上流側の空気取込孔から取り込んだ圧縮空気によってウェイクを排除する様子を示した図、（ｂ）は下流側の空気取込孔から取り込んだ圧縮空気によってウェイクを排除する様子を示した図である。FIG. 2A is a diagram illustrating generation of a wake in an air passage, and FIG. 3A is a diagram illustrating a state in which the wake is removed by compressed air taken in from an upstream air intake hole, and FIG. It is the figure which showed a mode that the wake was excluded with the compressed air taken in from the taking-in hole. 丸形及び台形の空気取込孔をフィルムリングに形成したときのメインバーナの側面図である。It is a side view of a main burner when round and trapezoidal air intake holes are formed in a film ring. 台形の空気取込孔における端面形状を示した図であって、（ａ）は図７のII−II矢視断面図、（ｂ）は図７のIII−III矢視断面図である。It is the figure which showed the end surface shape in a trapezoid air intake hole, Comprising: (a) is II-II arrow sectional drawing of FIG. 7, (b) is III-III arrow sectional drawing of FIG. スリット状の空気取込孔をフィルムリングに形成したときのメインバーナの側面図である。It is a side view of a main burner when a slit-shaped air intake hole is formed in a film ring. 更なる他のメインバーナの断面図である。It is sectional drawing of the other main burner.

以下、本発明に係るガスタービン燃焼器について、図面を用いて詳細に説明する。 Hereinafter, a gas turbine combustor according to the present invention will be described in detail with reference to the drawings.

図１に示すように、ガスタービン用の燃焼器１は、予混合燃焼方式を採用したものであって、燃料Ｆと燃焼用の圧縮空気Ａとを混合させる燃焼器内筒１１と、この燃焼器内筒１１の下流側端部（後端部）に接続された、燃焼室としての燃焼器尾筒１２とを備えている。更に、燃焼器内筒１１の上流側端部（前端部）には、パイロットバーナ１３と複数のメインバーナ（予混合バーナ）１４とが収納されている。 As shown in FIG. 1, a combustor 1 for a gas turbine employs a premixed combustion method, and combustor inner cylinder 11 that mixes fuel F and compressed air A for combustion, and this combustion A combustor tail cylinder 12 as a combustion chamber connected to the downstream end (rear end) of the in-cylinder cylinder 11 is provided. Further, a pilot burner 13 and a plurality of main burners (premix burners) 14 are accommodated in the upstream end portion (front end portion) of the combustor inner cylinder 11.

パイロットバーナ１３は、燃焼器内筒１１と同軸上に配置されており、パイロットコーン２１、パイロットノズル２２、パイロットスワラ２３から構成されている。パイロットコーン２１内には、パイロットノズル２２が、そのパイロットコーン２１と同軸になるように挿入されている。そして、パイロットコーン２１の内周面とパイロットノズル２２の外周面との間には、パイロットスワラ２３が介在されている。 The pilot burner 13 is disposed on the same axis as the combustor inner cylinder 11, and includes a pilot cone 21, a pilot nozzle 22, and a pilot swirler 23. A pilot nozzle 22 is inserted into the pilot cone 21 so as to be coaxial with the pilot cone 21. A pilot swirler 23 is interposed between the inner peripheral surface of the pilot cone 21 and the outer peripheral surface of the pilot nozzle 22.

また、メインバーナ１４は、パイロットバーナ１３の径方向外側において、燃焼器内筒１１の周方向に等角度間隔で設けられており、スワラ筒３１、フィルムリング３２、メインノズル（予混合ノズル）３３、メインスワラ３４から構成されている。スワラ筒３１内及びフィルムリング３２内には、メインノズル３３が、そのスワラ筒３１及びフィルムリング３２と同軸になるように挿入されている。そして、スワラ筒３１の内周面とメインノズル３３の外周面との間には、メインスワラ３４が介在されている。一方、フィルムリング３２は、基板３５を介して、燃焼器内筒１１の内周面に支持されている。 Further, the main burner 14 is provided at equiangular intervals in the circumferential direction of the combustor inner cylinder 11 outside the pilot burner 13 in the radial direction, and a swirler cylinder 31, a film ring 32, a main nozzle (premixing nozzle) 33. The main swirler 34 is configured. A main nozzle 33 is inserted into the swirler tube 31 and the film ring 32 so as to be coaxial with the swirler tube 31 and the film ring 32. A main swirler 34 is interposed between the inner peripheral surface of the swirler cylinder 31 and the outer peripheral surface of the main nozzle 33. On the other hand, the film ring 32 is supported on the inner peripheral surface of the combustor inner cylinder 11 via the substrate 35.

ここで、スワラ筒３１とフィルムリング３２とは、それぞれの端部同士を突き合わせて嵌合させることにより接続されている。次に、このような、スワラ筒３１とフィルムリング３２との間の嵌め合い構造について、図２及び図３を用いて詳細に説明する。 Here, the swirler cylinder 31 and the film ring 32 are connected by abutting and fitting the end portions thereof. Next, such a fitting structure between the swirler tube 31 and the film ring 32 will be described in detail with reference to FIGS.

図２及び図３に示すように、スワラ筒３１の外径は、フィルムリング３２の外径よりも小径となるように形成されており、そのスワラ筒３１の下流側端部は、フィルムリング３２の上流側端部内に嵌合可能となっている。 As shown in FIGS. 2 and 3, the outer diameter of the swirler cylinder 31 is formed to be smaller than the outer diameter of the film ring 32, and the downstream end portion of the swirler cylinder 31 is the film ring 32. It is possible to fit in the upstream end portion.

スワラ筒３１は、大径部４１と小径部４２とから構成されている。大径部４１は、スワラ筒３１の上流側端部を構成するものであって、その下流側端部に下流側角部４１ａを有している。また、小径部４２は、スワラ筒３１の下流側端部を構成するものであって、その外径は、大径部４１の外径よりも小径となるように形成されている。 The swirler tube 31 includes a large diameter part 41 and a small diameter part 42. The large-diameter portion 41 constitutes an upstream end portion of the swirler cylinder 31, and has a downstream corner portion 41a at the downstream end portion thereof. The small diameter portion 42 constitutes the downstream end portion of the swirler cylinder 31, and the outer diameter thereof is formed to be smaller than the outer diameter of the large diameter portion 41.

一方、フィルムリング３２の上流側端部には、環状の上流側段部５１及び複数の空気取込孔５２が形成されている。上流側段部５１は、フィルムリング３２の内周面から径方向外側に向けて凹むように形成されており、スワラ筒３１における大径部４１の下流側角部４１ａと嵌合可能となっている。また、空気取込孔５２は、メインバーナ１４の周囲に供給された圧縮空気（外部空気）Ａを取り込むものであって、フィルムリング３２の周方向において等角度間隔に開口されると共に、凸状の下流側角部４１ａと凹状の上流側段部５１とが嵌合したときには、小径部４２と対向するように配置されている。なお、空気取込孔５２の孔形状は、矩形となっている。 On the other hand, an annular upstream step 51 and a plurality of air intake holes 52 are formed at the upstream end of the film ring 32. The upstream side step portion 51 is formed so as to be recessed radially outward from the inner peripheral surface of the film ring 32, and can be fitted to the downstream side corner portion 41 a of the large diameter portion 41 in the swirler cylinder 31. Yes. The air intake holes 52 take in compressed air (external air) A supplied to the periphery of the main burner 14 and are opened at equal angular intervals in the circumferential direction of the film ring 32 and are convex. When the downstream corner portion 41a and the concave upstream step portion 51 are fitted to each other, they are arranged so as to face the small diameter portion. The air intake hole 52 has a rectangular shape.

そして、上述したように、スワラ筒３１における大径部４１の下流側角部４１ａと、フィルムリング３２の上流側段部５１とを嵌合させることにより、スワラ筒３１の小径部４２とフィルムリング３２の上流側端部との間に、当該スワラ筒３１及びフィルムリング３２の周方向において均一な隙間（開口幅）となる空気通路６１及び空気噴射孔６２が、環状に形成される。 And as above-mentioned, the small diameter part 42 and film ring of the swirler cylinder 31 are fitted by the downstream corner | angular part 41a of the large diameter part 41 in the swirler cylinder 31, and the upstream step part 51 of the film ring 32. An air passage 61 and an air injection hole 62 that form a uniform gap (opening width) in the circumferential direction of the swirler cylinder 31 and the film ring 32 are formed in an annular shape between the upstream end portion of the swirler 32 and the upstream end portion.

即ち、空気通路６１は、空気取込孔５２と、スワラ筒３１内及びフィルムリング３２内とに連通するものであって、空気噴射孔６２は、空気通路６１の最下流側部分、即ち、小径部４２の下流側端部とフィルムリング３２の上流側端部との間の部分に、形成されることになる。 That is, the air passage 61 communicates with the air intake hole 52, the swirler cylinder 31, and the film ring 32, and the air injection hole 62 is a most downstream portion of the air passage 61, that is, a small diameter. It is formed at a portion between the downstream end portion of the portion 42 and the upstream end portion of the film ring 32.

これにより、空気取込孔５２から取り込まれた圧縮空気Ａは、空気通路６１内を通過した後、その空気噴射孔６２から噴射される。そして、このように、取り込んだ圧縮空気Ａが空気通路６１内を流れて空気噴射孔６２から噴射されることにより、当該圧縮空気Ａは、フィルム状に形成され、フィルム空気Ａｆとして、フィルムリング３２の内周面に沿うように、その下流側に向けて流れることになる。 Thereby, the compressed air A taken in from the air intake hole 52 passes through the air passage 61 and is then injected from the air injection hole 62. Then, the compressed air A thus taken flows through the air passage 61 and is injected from the air injection holes 62, whereby the compressed air A is formed in a film shape, and the film ring 32 is used as the film air Af. It flows toward the downstream side along the inner peripheral surface.

次に、燃焼器１の運転時における各動作について説明する。 Next, each operation during operation of the combustor 1 will be described.

燃焼器１の運転時においては、高温・高圧の圧縮空気Ａが、燃焼器内筒１１の上流側端部内に流れ込んだ後、パイロットバーナ１３内及びメインバーナ１４内に供給されると共に、燃料Ｆがそれらのパイロットノズル２２内及びメインノズル３３内に供給されている。 During operation of the combustor 1, high-temperature and high-pressure compressed air A flows into the upstream end of the combustor inner cylinder 11, and then is supplied into the pilot burner 13 and the main burner 14, and fuel F Are supplied into the pilot nozzle 22 and the main nozzle 33.

ここで、パイロットバーナ１３内では、先ず、供給された圧縮空気Ａが、パイロットスワラ２３によって旋回されることにより、パイロットノズル２２から噴射された燃料Ｆと混合される。次いで、このように混合された燃料混合気に対して着火を行うことにより、パイロットコーン２１の内部及び下流側（燃焼器尾筒１２の内部）において拡散燃焼が行われる。そして、その拡散燃焼によって発生した燃焼ガスは、燃焼器尾筒１２の内部において、タービン側に供給される。 Here, in the pilot burner 13, first, the supplied compressed air A is swirled by the pilot swirler 23 to be mixed with the fuel F injected from the pilot nozzle 22. Next, by igniting the fuel mixture thus mixed, diffusion combustion is performed inside and downstream of the pilot cone 21 (inside the combustor tail cylinder 12). The combustion gas generated by the diffusion combustion is supplied to the turbine side inside the combustor tail cylinder 12.

一方、メインバーナ１４内では、先ず、供給された圧縮空気Ａが、メインスワラ３４によって旋回されることにより、メインノズル３３の燃料噴射孔３３ａから噴射された燃料Ｆと混合され、予混合気が生成される。次いで、旋回した予混合気は、フィルムリング３２から燃焼器尾筒１１内に向けて供給された後、パイロットバーナ１３により生成された拡散炎によって燃焼され、予混合燃焼が行われる。 On the other hand, in the main burner 14, first, the supplied compressed air A is swirled by the main swirler 34 to be mixed with the fuel F injected from the fuel injection hole 33a of the main nozzle 33, and a premixed gas is generated. Is done. Next, the swirled premixed gas is supplied from the film ring 32 into the combustor tail cylinder 11 and then burned by the diffusion flame generated by the pilot burner 13 to perform premixed combustion.

このとき、上述したような、燃焼器１の運転時においては、燃焼器内筒１１の周囲にも、圧縮空気Ａが供給されているため、常に、その圧縮空気Ａは、空気取込孔５２によって、その燃焼器内筒１１内に取り込まれている。即ち、空気取込孔５２から取り込まれた圧縮空気Ａが、空気通路６１の空気噴射孔６２から噴射されることにより、フィルム空気Ａｆとなり、このフィルム空気Ａｆが、フィルムリング３２の内周面に沿うように、その下流側に向けて流れている。 At this time, during the operation of the combustor 1 as described above, since the compressed air A is also supplied around the combustor inner cylinder 11, the compressed air A is always supplied to the air intake hole 52. Is taken into the combustor inner cylinder 11. That is, the compressed air A taken in from the air intake hole 52 is jetted from the air jet hole 62 of the air passage 61 to become film air Af, and this film air Af is formed on the inner peripheral surface of the film ring 32. It flows toward the downstream side along the way.

これにより、フィルムリング３２の内周面近傍においては、予混合気の流速が低下するため、フラッシュバックが発生するおそれがあるが、そのフィルムリング３２の内周面に沿って、フィルム空気Ａｆを高流速で流すことにより、フラッシュバックの発生を抑制している。 Thereby, in the vicinity of the inner peripheral surface of the film ring 32, the flow velocity of the premixed gas decreases, so that flashback may occur. However, the film air Af is caused to flow along the inner peripheral surface of the film ring 32. Generation of flashback is suppressed by flowing at a high flow rate.

従って、本発明に係るガスタービン燃焼器によれば、スワラ筒３１における大径部４１の下流側角部４１ａと、フィルムリング３２の上流側段部５１とを嵌合させることにより、スワラ筒３１の小径部４２とフィルムリング３２の上流側端部との間に、当該スワラ筒３１及びフィルムリング３２の周方向において、均一な開口幅を有する空気通路６１及び空気噴射孔６２を形成することができる。これにより、簡素な構成で、フィルム空気Ａｆを均一に流すことができるので、フィルムリング３２の内周面近傍における予混合気の高濃度領域及び低流速域を、噴射したフィルム空気Ａｆの流れによって排除することができる。この結果、フラッシュバックの発生を抑制することができる。 Therefore, according to the gas turbine combustor according to the present invention, the swirler tube 31 is fitted by fitting the downstream corner portion 41a of the large diameter portion 41 of the swirler tube 31 with the upstream step portion 51 of the film ring 32. An air passage 61 and an air injection hole 62 having a uniform opening width are formed between the small diameter portion 42 and the upstream end portion of the film ring 32 in the circumferential direction of the swirler tube 31 and the film ring 32. it can. Thereby, since the film air Af can be made to flow uniformly with a simple configuration, the high concentration region and the low flow velocity region of the premixed gas in the vicinity of the inner peripheral surface of the film ring 32 are caused by the flow of the jetted film air Af. Can be eliminated. As a result, the occurrence of flashback can be suppressed.

なお、上述した実施形態では、空気通路６１における径方向の開口幅と、空気噴射孔６２における径方向の開口幅とを、同じ長さで形成するようにしているが、空気噴射孔６２における径方向の開口幅を、空気通路６１における径方向の開口幅よりも狭く（短く）するようにしても構わない。 In the above-described embodiment, the radial opening width of the air passage 61 and the radial opening width of the air injection hole 62 are formed to have the same length. The opening width in the direction may be narrower (shorter) than the radial opening width in the air passage 61.

具体的には、図４に示すように、フィルムリング３２の周方向内側には、小径部（絞り）５３が形成されている。この小径部５３は、フィルムリング３２における空気取込孔５２よりも下流側に配置されている。これにより、スワラ筒３１の小径部４２とフィルムリング３２の小径部５３との間には、環状の空気噴射孔６３が形成されることになる。 Specifically, as shown in FIG. 4, a small diameter portion (diaphragm) 53 is formed on the inner side in the circumferential direction of the film ring 32. The small diameter portion 53 is disposed on the downstream side of the air intake hole 52 in the film ring 32. Thereby, an annular air injection hole 63 is formed between the small diameter portion 42 of the swirler cylinder 31 and the small diameter portion 53 of the film ring 32.

従って、空気噴射孔６３における径方向の開口幅を、空気通路６１における径方向の開口幅よりも狭くすることができるので、空気噴射孔６３の絞り作用によって、当該空気噴射孔６３から噴射したフィルム空気Ａｆの流速を速くすることができる。これにより、フラッシュの発生を更に抑制することができる。 Therefore, since the opening width in the radial direction of the air injection hole 63 can be made narrower than the opening width in the radial direction of the air passage 61, the film injected from the air injection hole 63 by the squeezing action of the air injection hole 63. The flow rate of the air Af can be increased. Thereby, generation | occurrence | production of flash | flush can further be suppressed.

また、上述した実施形態では、空気取込孔５２をフィルムリング３２の周方向に１列に配置すると共に、その孔形状を矩形としているが、空気取込孔の配置及び孔形状は、それに限定されるものではない。そこで、他の空気取込孔の配置及び孔形状について、図５乃至図９を用いて、詳細に説明する。 In the above-described embodiment, the air intake holes 52 are arranged in a row in the circumferential direction of the film ring 32 and the hole shape is rectangular. However, the arrangement and shape of the air intake holes are limited thereto. Is not to be done. Therefore, the arrangement and shape of other air intake holes will be described in detail with reference to FIGS.

先ず、図５に示すように、フィルムリング３２には、複数の空気取込孔７１が、空気通路６１に対応した範囲において、千鳥状に配置されており、これら空気取込孔７１の孔形状は、丸形となっている。このように、丸形の空気取込孔７１を千鳥状に配置することにより、圧縮空気Ａを空気通路６１内に効率的に取り込むことができると共に、空気通路６１内の空気取込孔７１間において、圧縮空気Ａのウェイク（低流速域）Ａｗの発生を抑制することができる。 First, as shown in FIG. 5, a plurality of air intake holes 71 are arranged in a staggered pattern in the range corresponding to the air passage 61 in the film ring 32, and the hole shapes of these air intake holes 71 are as follows. Is round. Thus, by arranging the round air intake holes 71 in a staggered manner, the compressed air A can be efficiently taken into the air passage 61 and between the air intake holes 71 in the air passage 61. , The generation of the wake (low flow velocity region) Aw of the compressed air A can be suppressed.

即ち、空気通路６１内においては、フィルムリング３２の周方向において隣接した２つの空気取込孔７１の間に、取り込んだ圧縮空気ＡのウェイクＡｗが発生し易くなり、このウェイクＡｗは、フィルム空気Ａｆの低流速化に繋がるおそれがある。そこで、空気取込孔７１を千鳥状に配置することにより、上記問題を解決するようにしている。 That is, in the air passage 61, the wake Aw of the compressed air A taken in is easily generated between two air intake holes 71 adjacent to each other in the circumferential direction of the film ring 32. There is a risk of lowering the flow rate of Af. Therefore, the above problem is solved by arranging the air intake holes 71 in a staggered manner.

具合的には、図６（ａ）に示すように、隣接した２つの空気取込孔７１間に発生したウェイクＡｗは、それら空気取込孔７１間の上流側に配置された１つの空気取込孔７１から取り込んだ圧縮空気Ａの流れに吸収されることにより、排除される。更に、図６（ｂ）に示すように、隣接した２つの空気取込孔７１間に発生したウェイクＡｗは、それら空気取込孔７１間の下流側に配置された１つの空気取込孔７１から取り込んだ圧縮空気Ａの流れに吸引されることにより、排除される。 Specifically, as shown in FIG. 6A, the wake Aw generated between two adjacent air intake holes 71 is a single air intake disposed between the air intake holes 71. It is eliminated by being absorbed by the flow of compressed air A taken in from the inlet hole 71. Furthermore, as shown in FIG. 6B, the wake Aw generated between the two adjacent air intake holes 71 is one air intake hole 71 arranged on the downstream side between the air intake holes 71. By being sucked into the flow of compressed air A taken in from

また、図７に示すように、フィルムリング３２には、上述した空気取込孔７１と空気取込孔７２とが、その周方向において交互に配置されている。そして、空気取込孔７２の孔形状は、台形となっている。 Further, as shown in FIG. 7, the air intake holes 71 and the air intake holes 72 described above are alternately arranged in the film ring 32 in the circumferential direction. The hole shape of the air intake hole 72 is a trapezoid.

ここで、図８（ａ）に示すように、空気取込孔７２におけるフィルムリング３２の周方向両側の端面７２ａは、その開口面積がフィルムリング３２の径方向内側に向かうに従って拡がるように、それぞれ周方向両側に向けて傾斜している。一方、図８（ｂ）に示すように、空気取込孔７２におけるフィルムリング３２の軸方向両側の端面７２ｂは、フィルムリング３２の径方向内側に向かうに従って、当該フィルムリング３２の下流側に傾斜している。 Here, as shown in FIG. 8 (a), the end surfaces 72a on both sides in the circumferential direction of the film ring 32 in the air intake holes 72 are respectively expanded so that the opening areas thereof expand toward the radially inner side of the film ring 32. Inclined toward both sides in the circumferential direction. On the other hand, as shown in FIG. 8B, the end faces 72 b on both sides in the axial direction of the film ring 32 in the air intake hole 72 are inclined toward the downstream side of the film ring 32 as it goes inward in the radial direction of the film ring 32. doing.

このように、空気取込孔７２の端面７２ａ，７２ｂを傾斜させることにより、圧縮空気Ａを、その動圧を低下させることなく、取り込むことができる。更に、空気取込孔７２の端面７２ａ，７２ｂを傾斜させている分、圧縮空気Ａを取り込む際に、その流れに乱れが生じることがないので、圧縮空気Ａを整流状態で噴射させることができる。これにより、フィルム空気Ａｆの膜厚を均一にすることができる。 Thus, by inclining the end surfaces 72a and 72b of the air intake hole 72, the compressed air A can be taken in without reducing its dynamic pressure. Furthermore, since the end faces 72a and 72b of the air intake hole 72 are inclined, there is no turbulence in the flow when the compressed air A is taken in, so the compressed air A can be injected in a rectified state. . Thereby, the film thickness of the film air Af can be made uniform.

更に、図９に示すように、フィルムリング３２は、上流側に配置された上流側フィルムリング部材３２ａと、下流側に配置された下流側フィルムリング部材３２ｂとから構成されている。そして、上流側フィルムリング部材３２ａと下流側フィルムリング部材３２ｂとは、複数の張り出しリブ部材８１により接続されている。 Furthermore, as shown in FIG. 9, the film ring 32 is comprised from the upstream film ring member 32a arrange | positioned upstream, and the downstream film ring member 32b arrange | positioned downstream. The upstream film ring member 32 a and the downstream film ring member 32 b are connected by a plurality of projecting rib members 81.

張り出しリブ部材８１は、フィルムリング３２の周方向において等角度間隔で設けられており、このように、張り出しリブ部材８１を所定量の隙間を有して間隔的に設けることにより、各張り出しリブ部材８１間には、スリット状の空気取込孔８２が形成される。 The overhanging rib members 81 are provided at equiangular intervals in the circumferential direction of the film ring 32. In this way, the overhanging rib members 81 are provided at intervals with a predetermined amount of gap, whereby each overhanging rib member 81 is provided. A slit-shaped air intake hole 82 is formed between 81.

ここで、接続時の張り出しリブ部材８１は、その内面がフィルムリング部材３２ａ，３２ｂの外周面よりも径方向外側に位置するように、張り出すことになる。これにより、空気取込孔８２も、フィルムリング部材３２ａ，３２ｂの外周面よりも径方向外側に張り出すように形成されることになる。 Here, the projecting rib member 81 at the time of connection projects so that the inner surface thereof is located on the radially outer side of the outer peripheral surfaces of the film ring members 32a and 32b. Thereby, the air intake hole 82 is also formed so as to project outward in the radial direction from the outer peripheral surfaces of the film ring members 32a and 32b.

従って、空気取込孔８２による圧縮空気Ａの取込量を増大させることができるので、その取り込んだ圧縮空気Ａを、フィルム空気Ａｆとして、勢いよく噴射させることができる。 Therefore, since the intake amount of the compressed air A through the air intake hole 82 can be increased, the compressed air A that has been taken in can be vigorously injected as the film air Af.

更に、上述した実施形態では、スワラ筒３１とフィルムリング３２との間の嵌め合い構造を、スワラ筒３１における凸状の下流側角部４１ａと、フィルムリング３２における凹状の上流側段部５１とにより構成しているが、図１０に示すように、スワラ筒３１における凹状の下流側段部４３と、フィルムリング３２における凸状の上流側角部５４とにより構成しても構わない。 Further, in the above-described embodiment, the fitting structure between the swirler tube 31 and the film ring 32 is formed by using the convex downstream corner portion 41 a in the swirler tube 31 and the concave upstream step portion 51 in the film ring 32. However, as shown in FIG. 10, the concave downstream stepped portion 43 in the swirler cylinder 31 and the convex upstream corner portion 54 in the film ring 32 may be used.

即ち、図１０に示すように、スワラ筒３１における大径部４１の下流側端部には、環状の下流側段部４３が形成されている。この下流側段部４３は、大径部４１の外周面から径方向内側に向けて凹むように形成されている。一方、フィルムリング３２は、その上流側端部に上流側角部５４を有しており、この上流側角部５４は、下流側段部４３と嵌合可能となっている。 That is, as shown in FIG. 10, an annular downstream step portion 43 is formed at the downstream end portion of the large diameter portion 41 in the swirler cylinder 31. The downstream stepped portion 43 is formed so as to be recessed from the outer peripheral surface of the large diameter portion 41 toward the radially inner side. On the other hand, the film ring 32 has an upstream corner 54 at its upstream end, and this upstream corner 54 can be fitted to the downstream step 43.

これにより、スワラ筒３１における大径部４１の下流側段部４３と、フィルムリング３２の上流側角部５４とを嵌合させることにより、スワラ筒３１の小径部４２とフィルムリング３２の上流側端部との間に、当該スワラ筒３１及びフィルムリング３２の周方向において均一な隙間（開口幅）となる空気通路６１及び空気噴射孔６２が、環状に形成される。 Accordingly, the downstream side step portion 43 of the large diameter portion 41 and the upstream side corner portion 54 of the film ring 32 in the swirler tube 31 are fitted to each other, whereby the small diameter portion 42 of the swirler tube 31 and the upstream side of the film ring 32. An air passage 61 and an air injection hole 62 that form a uniform gap (opening width) in the circumferential direction of the swirler tube 31 and the film ring 32 are formed annularly between the end portions.

本発明は、燃焼器尾筒の内周面を高温の燃焼ガスから保護するようにしたガスタービン燃焼器に適用可能である。 The present invention can be applied to a gas turbine combustor in which the inner peripheral surface of the combustor tail tube is protected from high-temperature combustion gas.

１燃焼器
１１燃焼器内筒
１２燃焼器尾筒
１３パイロットバーナ
１４メインバーナ
２１パイロットコーン
２２パイロットノズル
２３パイロットスワラ
３１スワラ筒
３２フィルムリング
３２ａ上流側フィルムリング部材
３２ｂ下流側フィルムリング部材
３３メインノズル
３３ａ燃料噴射孔
３４メインスワラ
３５基板
４１大径部
４１ａ下流側角部
４２小径部
４３下流側段部
５１上流側段部
５２，７１，７２，８２空気取込孔
５３小径部
５４上流側角部
６１空気通路
６２，６３空気噴射孔
７２ａ，７２ｂ端面
８１張り出しリブ部材
Ａ圧縮空気
Ａｆフィルム空気
Ａｗウェイク
Ｆ燃料 1 Combustor 11 Combustor inner cylinder 12 Combustor tail cylinder 13 Pilot burner 14 Main burner 21 Pilot cone 22 Pilot nozzle 23 Pilot swirler 31 Swirler cylinder 32 Film ring 32a Upstream film ring member 32b Downstream film ring member 33 Main nozzle 33a Fuel injection hole 34 Main swirler 35 Substrate 41 Large diameter portion 41a Downstream corner portion 42 Small diameter portion 43 Downstream step portion 51 Upstream step portions 52, 71, 72, 82 Air intake hole 53 Small diameter portion 54 Upstream corner portion 61 Air Passages 62, 63 Air injection holes 72a, 72b End face 81 Overhang rib member A Compressed air Af Film air Aw Wake F Fuel

Claims

External air taken from the outside of the premix burner that performs premix combustion is directed toward the downstream side of the premix burner so as to be along the inner peripheral surface of the premix burner located downstream of the premix nozzle. In a gas turbine combustor designed to suppress the occurrence of flashback by spraying into a film,
The premix burner is
A swirler tube into which the premixing nozzle is inserted;
A film ring with which the downstream end of the swirler tube is fitted into the upstream end,
The swirler tube is
A large-diameter portion forming an upstream end of the swirler tube;
A small diameter portion having an outer diameter smaller than the outer diameter of the large diameter portion and forming the downstream end of the swirler tube ;
Provided at the downstream end of the large diameter portion, and having a downstream corner formed by an outer diameter dimensional difference between the large diameter portion and the small diameter portion ,
The film ring is
An air intake hole that opens at the upstream end of the film ring and takes in external air, and is arranged so as to face the small diameter portion when fitted,
Wherein the upstream end of the film the ring, are formed so as to be recessed toward the radially outer side of the film ring, and a upstream side step portion fitted with the downstream corner,
By fitting the downstream corner and the upstream stepped portion, an annular air passage is formed between the small diameter portion and the upstream end of the film ring,
Gas turbine combustion characterized in that external air taken in from the air intake hole is jetted in the form of a film from the air passage toward the downstream side of the film ring along the inner peripheral surface of the film ring. vessel.

External air taken from the outside of the premix burner that performs premix combustion is directed toward the downstream side of the premix burner so as to be along the inner peripheral surface of the premix burner located downstream of the premix nozzle. In a gas turbine combustor designed to suppress the occurrence of flashback by spraying into a film,
The premix burner is
A swirler tube into which the premixing nozzle is inserted;
A film ring with which the downstream end of the swirler tube is fitted into the upstream end,
The swirler tube is
A large-diameter portion forming an upstream end of the swirler tube;
A small diameter portion having an outer diameter smaller than the outer diameter of the large diameter portion and forming the downstream end of the swirler tube;
Provided at the downstream end of the large-diameter portion, and dents the downstream corner caused by the outer diameter dimensional difference between the large-diameter portion and the small-diameter portion toward the radially inner side of the large-diameter portion. A downstream step portion formed as follows,
The film ring is
An air intake hole that opens at the upstream end of the film ring and takes in external air, and is arranged so as to face the small diameter portion when fitted,
An upstream corner formed on the upstream end of the film ring and fitted with the downstream step;
By fitting the downstream stepped portion and the upstream corner portion, an annular air passage is formed between the small diameter portion and the upstream end portion of the film ring,
Gas turbine combustion characterized in that external air taken in from the air intake hole is jetted in the form of a film from the air passage toward the downstream side of the film ring along the inner peripheral surface of the film ring. vessel.

The gas turbine combustor according to claim 1 or 2,
A throttle portion is formed at the upstream end of the film ring so that a radial opening width of the air injection hole of the air passage is narrower than a radial opening width of the air passage. Gas turbine combustor.

The gas turbine combustor according to any one of claims 1 to 3,
The gas turbine combustor, wherein the air intake holes are arranged in a circumferential direction of the film ring.

The gas turbine combustor according to any one of claims 1 to 4,
The gas turbine combustor, wherein the air intake holes are arranged in a staggered pattern.

The gas turbine combustor according to any one of claims 1 to 5,
An end surface in the circumferential direction of the film ring in the air intake hole is inclined toward the circumferential direction of the film ring so that an opening area of the air intake hole expands toward a radially inner side of the film ring. With
The gas turbine combustor, wherein an end face in the axial direction of the film ring in the air intake hole is inclined toward the downstream side of the film ring as it goes inward in the radial direction of the film ring.

The gas turbine combustor according to any one of claims 1 to 6,
The gas turbine combustor, wherein the air intake hole is formed so as to protrude outward in the radial direction from the outer peripheral surface of the film ring.