JP6022389B2

JP6022389B2 - Gas turbine combustor

Info

Publication number: JP6022389B2
Application number: JP2013062408A
Authority: JP
Inventors: 聡百々; 智広浅井; 恭大穐山
Original assignee: Mitsubishi Hitachi Power Systems Ltd
Current assignee: Mitsubishi Power Ltd
Priority date: 2013-03-25
Filing date: 2013-03-25
Publication date: 2016-11-09
Anticipated expiration: 2033-03-25
Also published as: JP2014185831A

Description

本発明は、ガスタービン燃焼器に係り、さらに詳しくは、複数の多孔同軸噴流バーナを備えたガスタービン燃焼器に関する。 The present invention relates to a gas turbine combustor, and more particularly to a gas turbine combustor including a plurality of perforated coaxial jet burners.

産業用電力を支える発電プラントのひとつに、天然ガスや石油などの化石資源を燃料とするガスタービン発電プラントがある。このガスタービン発電プラントは化石資源を燃料とし、地球温暖化物質のひとつである二酸化炭素（ＣＯ_２）を排出することから、これまで以上に発電効率の向上が求められている。発電効率を高める手段として、ガスタービン燃焼器における燃焼ガスの高温化が挙げられる。しかし、燃焼ガスの高温化は、燃焼排ガス中の環境阻害物質である窒素酸化物（ＮＯｘ）を指数関数的に増加させると共に、燃焼器を構成する部品を過度に高温にして機器寿命を短くさせる恐れを生じさせる。このため、発電効率を高めながら燃焼器部品の過熱を避け、ＮＯｘを低減する対策が求められている。 One of the power plants that support industrial power is a gas turbine power plant that uses fossil resources such as natural gas and oil as fuel. Since this gas turbine power plant uses fossil resources as fuel and emits carbon dioxide (CO ₂ ), which is one of the global warming substances, improvement in power generation efficiency is required more than ever. As means for increasing the power generation efficiency, there is an increase in the temperature of combustion gas in the gas turbine combustor. However, increasing the temperature of the combustion gas exponentially increases nitrogen oxides (NOx), an environmental inhibitor in the combustion exhaust gas, and excessively increases the temperature of the components that make up the combustor, thereby shortening the equipment life. Cause fear. For this reason, measures for avoiding overheating of combustor parts while increasing power generation efficiency and reducing NOx are required.

また、温暖化ガス削減の手段として、石油精製所で発生するオフガスや、製鉄プロセスで発生するコークス炉ガス（ＣＯＧ：Coke Oven Gas、以下ＣＯＧという）などの水素（Ｈ_２）を含む副生ガスを発電用ガスタービン用燃料として有効利用する事例がある。これらは、資源の有効利用と発電コストの低減を実現し、二酸化炭素の排出を抑制する。特に、豊富な資源である石炭を酸素でガス化して発電する石炭ガス化複合発電プラント（ＩＧＣＣ：Integrated coal Gasification Combined Cycle、以下ＩＧＣＣという）は、ガスタービン燃焼器に供給されるガス化燃料中の炭素分が、分離／回収システムにより、水素に転換されるので二酸化炭素の排出を抑制できる。このため、ＩＧＣＣは、温暖化ガス削減の有効な手段として国内外で検討されている。 In addition, as a means of reducing greenhouse gases, by-products containing hydrogen (H ₂ ) such as off-gas generated in oil refineries and coke oven gas (COG) generated in the steelmaking process (COG) Is effectively used as a fuel for gas turbines for power generation. These realize effective use of resources and reduction of power generation costs, and suppress emission of carbon dioxide. In particular, an integrated coal gasification combined cycle (IGCC), which generates electricity by gasifying abundant resources of coal with oxygen, is a component of gasified fuel supplied to gas turbine combustors. Since the carbon content is converted to hydrogen by the separation / recovery system, the emission of carbon dioxide can be suppressed. For this reason, IGCC is being studied both at home and abroad as an effective means for reducing greenhouse gases.

上述した水素を含む燃料を用いるガスタービン燃焼器の場合、水素の燃焼速度が大きいため、局所的に高温の火炎が燃焼器の構造物に近接して発生しやすくなる。したがって、燃焼器の部品の過熱を避ける方策が特に重要となる。 In the case of the gas turbine combustor using the fuel containing hydrogen described above, since the combustion speed of hydrogen is high, a locally high-temperature flame tends to be generated in the vicinity of the combustor structure. Therefore, measures to avoid overheating of combustor components are particularly important.

そこで、燃料ノズルと空気ノズルとを同軸に配置するとともに、多数の小口径同軸ノズルを集合化し、構造的に予め燃料と空気の分散性を高めてＮＯｘを低減し、かつバーナ構造物に火炎を付着させないガスタービン燃焼器がある（例えば、特許文献１参照）。 Therefore, the fuel nozzle and the air nozzle are arranged coaxially, and a large number of small-diameter coaxial nozzles are assembled to increase the dispersibility of fuel and air in advance to reduce NOx and to burn the burner structure. There is a gas turbine combustor that does not adhere (see, for example, Patent Document 1).

特開２０１０−０６５９６３号公報JP 2010-065963 A

上述した特許文献１に記載されたガスタービン燃焼器に関する技術は、バーナ構造物である空気孔プレートに配置された空気孔出口の周辺に火炎が付着しないようにして、低ＮＯｘ燃焼を実現するものである。
しかし、ガスタービンの燃焼ガスが高温化したり、水素を燃料組成に含むガス燃料を使用したりする場合には、燃焼器の燃焼室において、局所的な高温部が発生することがある。このため、燃焼室において局所的な高温部の発生を回避することが望まれる。 The technology related to the gas turbine combustor described in Patent Document 1 described above realizes low NOx combustion by preventing a flame from adhering to the periphery of an air hole outlet arranged in an air hole plate which is a burner structure. It is.
However, when the temperature of the combustion gas of the gas turbine is increased or when a gas fuel containing hydrogen in the fuel composition is used, a local high temperature portion may be generated in the combustion chamber of the combustor. For this reason, it is desired to avoid the occurrence of local high temperature portions in the combustion chamber.

本発明は、上述の事柄に基づいてなされたものであって、その目的は、ガスタービンの燃焼ガスを高温化したり、燃料中に水素が含まれる燃料をガスタービン燃焼器に使用したりする場合に、低ＮＯｘ燃焼性能を維持しながら、燃焼室を含む燃焼器構造物に局所高温部を生じさせず、信頼性の高い運転を可能とするガスタービン燃焼器を提供するものである。 The present invention has been made on the basis of the above-mentioned matters, and its purpose is to increase the temperature of the combustion gas of the gas turbine or to use a fuel containing hydrogen in the fuel for the gas turbine combustor. In addition, the present invention provides a gas turbine combustor that can operate with high reliability without causing a local high temperature portion in a combustor structure including a combustion chamber while maintaining low NOx combustion performance.

上記課題を解決するために、例えば特許請求の範囲に記載の構成を採用する。本願は、上記課題を解決する手段を複数含んでいるが、その一例を挙げるならば、燃料と空気が供給される円筒状の燃焼室と、前記燃焼室の上流側に位置し複数の空気孔を有する空気孔プレートと、前記空気孔プレートの前記複数の空気孔に対して同軸に配置された複数の燃料ノズルとからなる複数の同軸噴流バーナを同一円周上に配置した多孔同軸噴流バーナを複数個備えて、気体燃料を燃焼するガスタービン燃焼器において、複数個配置された前記多孔同軸噴流バーナの各々は、前記多孔同軸噴流バーナの中央部となる内周側に配設され、複数の前記同軸噴流バーナから構成される第１の同軸噴流バーナ群と、前記多孔同軸噴流バーナの外周部となる前記第１の同軸噴流バーナ群の外周側に複数個配設され、それぞれ複数の前記同軸噴流バーナから構成される第２の同軸噴流バーナ群とを備え、前記同軸噴流バーナを配置するピッチ円の中心が、前記ピッチ円の半径の小さい内周側の第１の同軸噴流バーナ群と、前記第１の同軸噴流バーナ群の前記ピッチ円の半径よりも大きい前記ピッチ円の半径を有する外周側の第２の同軸噴流バーナ群とで異なるよう構成されていることを特徴とする。 In order to solve the above problems, for example, the configuration described in the claims is adopted. The present application includes a plurality of means for solving the above-described problems. For example, a cylindrical combustion chamber to which fuel and air are supplied, and a plurality of air holes located upstream of the combustion chamber are provided. A multi-hole coaxial jet burner in which a plurality of coaxial jet burners each having an air hole plate and a plurality of fuel nozzles arranged coaxially with respect to the plurality of air holes of the air hole plate are arranged on the same circumference. It includes a plurality, in the gas turbine combustor for burning gaseous fuel, wherein each of the multi-coaxial-injection-hole burners arranged several double is disposed on the inner peripheral side of the central portion of the multi-coaxial-injection-hole burner, a plurality A plurality of first coaxial jet burner groups composed of the coaxial jet burners, and a plurality of the coaxial jet burner groups that are the outer peripheral portions of the multi-hole coaxial jet burner. Coaxial jet And a second coaxial injection burner group consisting of over Na, the center of the pitch circle placing the coaxial injection burner, a first coaxial injection burner group of periphery side of a small radius of the pitch circle, characterized in that it is configured to differ between the first second coaxial injection burner group on the outer peripheral side with a radius of the pitch larger the pitch circle than the radius of the circle coaxial injection burner group.

本発明によれば、ガスタービンの燃焼ガスを高温化したり、燃料中に水素が含まれる燃料をガスタービン燃焼器に使用したりする場合に、燃焼室を含む燃焼器構造物の過熱を避け、信頼性の高い燃焼を維持すると共に、低ＮＯｘ燃焼性能を発揮し得る、ガスタービン燃焼器を実現できる。 According to the present invention, when a combustion gas of a gas turbine is heated to a high temperature or a fuel containing hydrogen in the fuel is used for a gas turbine combustor, overheating of a combustor structure including a combustion chamber is avoided, A gas turbine combustor capable of maintaining a highly reliable combustion and exhibiting a low NOx combustion performance can be realized.

本発明のガスタービン燃焼器の第１の実施の形態の要部の側断面図をガスタービンプラント全体の模式図と併せて表した概略構成図である。BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a schematic configuration diagram illustrating a side sectional view of a main part of a first embodiment of a gas turbine combustor according to the present invention together with a schematic diagram of an entire gas turbine plant. 本発明のガスタービン燃焼器の第１の実施の形態の要部の側断面図を燃焼室内の燃焼ガスの流れを示す状況図と併せて表した概略構成図である。It is the schematic block diagram which represented the sectional side view of the principal part of 1st Embodiment of the gas turbine combustor of this invention with the situation figure which shows the flow of the combustion gas in a combustion chamber. 本発明のガスタービン燃焼器の第１の実施の形態を構成する１つのメイン同軸噴流バーナの要部の側断面図を燃焼室内の燃焼ガスの流れを示す状況図と併せて表した概略構成図である。The schematic block diagram which represented the side sectional view of the principal part of one main coaxial jet burner which constitutes the 1st embodiment of the gas turbine combustor of the present invention together with the situation figure which shows the flow of the combustion gas in a combustion chamber It is. 本発明のガスタービン燃焼器の第１の実施の形態を構成する空気孔プレートを燃焼室側から見た正面図である。It is the front view which looked at the air hole plate which comprises 1st Embodiment of the gas turbine combustor of this invention from the combustion chamber side. 図４Ａに示す空気孔プレートのうち１つのメイン多孔同軸噴流バーナに注目して抜き出した拡大正面図である。It is the enlarged front view extracted paying attention to one main porous coaxial jet burner among the air hole plates shown in Drawing 4A. 比較例のガスタービン燃焼器を構成する空気孔プレートを燃焼室側から見た正面図である。It is the front view which looked at the air hole plate which comprises the gas turbine combustor of a comparative example from the combustion chamber side. 比較例のガスタービン燃焼器を構成する１つのメイン同軸噴流バーナの要部の側断面図を燃焼室内の燃焼ガスの流れを示す状況図と併せて表した概略構成図である。It is the schematic block diagram which represented the sectional side view of the principal part of the one main coaxial jet burner which comprises the gas turbine combustor of a comparative example with the situation figure which shows the flow of the combustion gas in a combustion chamber. 本発明のガスタービン燃焼器の第２の実施の形態を構成する空気孔プレートを燃焼室側から見た正面図である。It is the front view which looked at the air hole plate which comprises 2nd Embodiment of the gas turbine combustor of this invention from the combustion chamber side. 図７Ａに示す空気孔プレートのうち１つのメイン多孔同軸噴流バーナに注目して抜き出した拡大正面図である。It is the enlarged front view extracted paying attention to one main porous coaxial jet burner among the air hole plates shown in Drawing 7A. 本発明のガスタービン燃焼器の第３の実施の形態を構成する空気孔プレートを燃焼室側から見た正面図である。It is the front view which looked at the air hole plate which comprises 3rd Embodiment of the gas turbine combustor of this invention from the combustion chamber side. 図８Ａに示す空気孔プレートのうち局所高温部抑制用メイン多孔同軸噴流バーナに注目して抜き出した拡大正面図である。It is the enlarged front view extracted paying attention to the main porous coaxial jet burner for local high temperature part suppression among air hole plates shown in Drawing 8A.

以下、本発明のガスタービン燃焼器の実施の形態を図面を用いて説明する。 Embodiments of a gas turbine combustor according to the present invention will be described below with reference to the drawings.

図１は本発明のガスタービン燃焼器の第１の実施の形態の要部の側断面図をガスタービンプラント全体の模式図と併せて表した概略構成図である。
図１に示したガスタービンプラントは、主として、空気を圧縮して高圧の圧縮空気１０を生成する圧縮機１と、この圧縮機１から車室７を経由して導入される燃焼用空気１２と気体燃料２２とを混合し燃焼して燃焼ガス１３を生成するガスタービン燃焼器２と、このガスタービン燃焼器２から導入された燃焼ガス１３で駆動するタービン３とを備えている。なお、圧縮機１はタービン３及び発電機５０１と同軸上に連結されていて、タービン３の回転動力によって圧縮機１が駆動され、圧縮機１に連結された発電機５０１が駆動して発電する。 FIG. 1 is a schematic configuration diagram showing a side sectional view of an essential part of a first embodiment of a gas turbine combustor of the present invention together with a schematic diagram of an entire gas turbine plant.
The gas turbine plant shown in FIG. 1 mainly includes a compressor 1 that compresses air to generate high-pressure compressed air 10, and combustion air 12 that is introduced from the compressor 1 via a vehicle compartment 7. A gas turbine combustor 2 that mixes and burns with gaseous fuel 22 to generate combustion gas 13 and a turbine 3 that is driven by the combustion gas 13 introduced from the gas turbine combustor 2 are provided. The compressor 1 is coaxially connected to the turbine 3 and the generator 501, and the compressor 1 is driven by the rotational power of the turbine 3, and the generator 501 connected to the compressor 1 drives to generate power. .

ガスタービン燃焼器２は、気体燃料２２及び燃焼用空気１２の混合気を燃焼させる燃焼室４を形成する円筒状の燃焼器ライナ５と、燃焼器ライナ５の内周部で燃焼ガス１３の流れ方向における上流側（以下、端に「上流側」とし、その反対側を「下流側」とする）の端部に配置されたメイン多孔同軸噴流バーナ５３と、燃焼器ライナ５の外周部を包囲する円筒状の燃焼器外筒６と、円筒形状の燃焼器ライナ５の出口と扇形形状のタービン３の静翼入口との間を滑らかに連絡するために燃焼器ライナ５の下流側に配置された燃焼器尾筒９とを備えている。 The gas turbine combustor 2 includes a cylindrical combustor liner 5 that forms a combustion chamber 4 that combusts an air-fuel mixture of gaseous fuel 22 and combustion air 12, and a flow of combustion gas 13 at the inner periphery of the combustor liner 5. Surrounds the outer periphery of the combustor liner 5 and the main porous coaxial jet burner 53 arranged at the end of the upstream side in the direction (hereinafter referred to as “upstream side” and the opposite side as “downstream side”) In order to smoothly communicate between the cylindrical combustor outer cylinder 6 and the outlet of the cylindrical combustor liner 5 and the stationary blade inlet of the fan-shaped turbine 3, the combustor liner 5 is disposed downstream of the combustor liner 5. And a combustor transition piece 9.

メイン多孔同軸噴流バーナ５３は、気体燃料２２を分配する燃料分配器５７と、気体燃料を噴射する複数の燃料ノズル５６と、燃焼器ライナ５の上流側端部に配置された円盤状の空気孔プレート５４と、燃焼器外筒６の上流側端部に配置された円盤状の燃焼器エンドカバー８とを備えている。空気孔プレート５４には、各燃料ノズル５６の下流側に対向するとともに燃焼用空気１２が通過する複数の空気孔５５が設けられている。 The main porous coaxial jet burner 53 includes a fuel distributor 57 for distributing the gaseous fuel 22, a plurality of fuel nozzles 56 for injecting the gaseous fuel, and a disk-shaped air hole disposed at the upstream end of the combustor liner 5. A plate 54 and a disc-shaped combustor end cover 8 disposed at the upstream end of the combustor outer cylinder 6 are provided. The air hole plate 54 is provided with a plurality of air holes 55 that face the downstream side of each fuel nozzle 56 and through which the combustion air 12 passes.

ガスタービン燃焼器２の燃焼室４内で気体燃料２２の燃焼に用いられる燃焼用空気１２は、ガスタービン燃焼器２の燃焼器外筒６と燃焼器ライナ５との間の空間を通じて供給されるが、ガスタービン燃焼器２に設けた燃焼器エンドカバー８によってせき止められ、この燃焼用空気１２の一部が、空気孔プレート５４に形成した複数の空気孔５５に供給される。 Combustion air 12 used for combustion of gaseous fuel 22 in the combustion chamber 4 of the gas turbine combustor 2 is supplied through a space between the combustor outer cylinder 6 and the combustor liner 5 of the gas turbine combustor 2. Is blocked by a combustor end cover 8 provided in the gas turbine combustor 2, and a part of the combustion air 12 is supplied to a plurality of air holes 55 formed in the air hole plate 54.

圧縮空気１０の他の一部は、燃焼器ライナ５の壁面に開口した多数の空気孔から冷却空気１１として燃焼室４内に流入する。これは、燃焼器ライナ５などの構造物が、ガスタービン燃焼器２の燃焼室４で発生した高温高圧の燃焼ガス１３により過熱されないように冷却するためである。 Another part of the compressed air 10 flows into the combustion chamber 4 as cooling air 11 from a number of air holes opened in the wall surface of the combustor liner 5. This is because the structure such as the combustor liner 5 is cooled so as not to be overheated by the high-temperature and high-pressure combustion gas 13 generated in the combustion chamber 4 of the gas turbine combustor 2.

ガスタービン燃焼器９に供給される気体燃料２２の供給系統には、燃料遮断弁１０３と燃料圧力調整弁１０７と燃料流量調整弁１０８とが設けてあり、図示しない制御装置によりこれらの開度を制御することにより、ガスタービン運転に必要な燃料流量が制御して供給される。 The supply system of the gaseous fuel 22 supplied to the gas turbine combustor 9 is provided with a fuel cutoff valve 103, a fuel pressure adjustment valve 107, and a fuel flow rate adjustment valve 108, and these opening degrees are controlled by a control device (not shown). By controlling, the fuel flow rate required for gas turbine operation is controlled and supplied.

図２は本発明のガスタービン燃焼器の第１の実施の形態の要部の側断面図を燃焼室内の燃焼ガスの流れを示す状況図と併せて表した概略構成図、図３は本発明のガスタービン燃焼器の第１の実施の形態を構成する１つのメイン同軸噴流バーナの要部の側断面図を燃焼室内の燃焼ガスの流れを示す状況図と併せて表した概略構成図、図４Ａは本発明のガスタービン燃焼器の第１の実施の形態を構成する空気孔プレートを燃焼室側から見た正面図、図４Ｂは図４Ａに示す空気孔プレートのうち１つのメイン多孔同軸噴流バーナに注目して抜き出した拡大正面図である。図２乃至図４Ｂにおいて、図１に示す符号と同符号のものは同一部分であるので、その詳細な説明は省略する。 FIG. 2 is a schematic configuration diagram showing a side sectional view of a main part of the first embodiment of the gas turbine combustor of the present invention together with a situation diagram showing a flow of combustion gas in the combustion chamber, and FIG. 3 is a diagram showing the present invention. The schematic block diagram which represented the sectional side view of the principal part of the one main coaxial jet burner which comprises 1st Embodiment of the gas turbine combustor of this invention with the condition figure which shows the flow of the combustion gas in a combustion chamber, FIG. 4A is a front view of the air hole plate constituting the first embodiment of the gas turbine combustor of the present invention as viewed from the combustion chamber side, and FIG. 4B is one main porous coaxial jet of the air hole plates shown in FIG. 4A. It is the enlarged front view extracted paying attention to a burner. 2 to 4B, the same reference numerals as those shown in FIG. 1 are the same parts, and thus detailed description thereof is omitted.

本実施の形態におけるガスタービン燃焼器２は、図２及び図４Ａに示すように、ガスタービン燃焼器軸心の中央に、パイロット多孔同軸噴流バーナ５０を１個、その周囲にメイン多孔同軸噴流バーナ５３を６個配置した７個からなるバーナ構造を採用している。バーナの配置本数は負荷に応じて他の本数で構成しても同様の効果が得られる。 As shown in FIGS. 2 and 4A, the gas turbine combustor 2 in the present embodiment has one pilot porous coaxial jet burner 50 at the center of the gas turbine combustor axis, and a main porous coaxial jet burner around the pilot porous coaxial jet burner. A seven burner structure in which six 53 pieces are arranged is employed. The same effect can be obtained even if the number of burners arranged is other than the number of burners.

本実施の形態におけるメイン多孔同軸噴流バーナ５３は、図３に示すように空気孔プレート５４に設けたピッチ円直径の異なる３列の空気孔５５−１，５５−２，５５−３と、これらの空気孔の中心とほぼ同軸となる（軸心線がほぼ一致する）ように、上流側に対向して設けた３列の燃料ノズル群５６−１，５６−２，５６−３とを備えている。バーナ中心に近い１列目の空気孔５５−１と１列目の燃料ノズル群５６−１とで、１列目の同軸噴流バーナ群を構成している。同様に、バーナ中心から２列目の空気孔５５−２と２列目の燃料ノズル群５６−２とで、２列目の同軸噴流バーナ群を、３列目の空気孔５５−３と３列目の燃料ノズル群５６−３とで、３列目の同軸噴流バーナ群をそれぞれ構成している。 The main porous coaxial jet burner 53 in the present embodiment includes three rows of air holes 55-1, 55-2, 55-3 having different pitch circle diameters provided in the air hole plate 54, as shown in FIG. Provided with three rows of fuel nozzle groups 56-1, 56-2, 56-3 provided facing the upstream side so as to be substantially coaxial with the center of the air hole (the axial center line substantially coincides). ing. The first row of air holes 55-1 close to the center of the burner and the first row of fuel nozzle groups 56-1 constitute a first row of coaxial jet burners. Similarly, the second row of air holes 55-2 and the second row of fuel nozzle groups 56-2 from the center of the burner are connected to the second row of coaxial jet burners by the third row of air holes 55-3 and 3-3. The fuel nozzle group 56-3 in the row constitutes the coaxial jet burner group in the third row.

図４Ａ及び図４Ｂにおいて、１列目空気孔５５−１のピッチ円の中心を５８−１、２列目空気孔５５−２のピッチ円の中心を５８−２、３列目空気孔５５−３のピッチ円の中心を５８−３とする。本実施の形態は、ピッチ円の半径が小さい内周側の１列目の同軸噴流バーナ群から、ピッチ円の半径が大きい外周側の３列目の同軸噴流バーナ群に向かって、配置するピッチ円の中心５８−１〜５８−３が、燃焼器中心方向に順次移動するように各同軸噴流バーナ群を配列したことを特徴とする。 4A and 4B, the center of the pitch circle of the first row air hole 55-1 is 58-1, the center of the pitch circle of the first row air hole 55-2 is 58-2, and the third row air hole 55-. The center of the pitch circle of 3 is 58-3. In the present embodiment, the pitch is arranged from the first row of coaxial jet burner groups on the inner circumferential side where the radius of the pitch circle is small toward the third row of coaxial jet burner groups on the outer circumferential side where the radius of the pitch circle is larger. The coaxial jet burner groups are arranged so that the circle centers 58-1 to 58-3 move sequentially toward the center of the combustor.

図３において、各空気孔５５−１〜５５−３は、それぞれピッチ円直径ごとに、円筒状の燃焼室４の中心軸に対して等しい角度ずつ傾斜させ、各空気孔から噴出する同軸噴流が合流して、螺旋状に旋回しながら拡大する旋回流４６を形成するように調整している。螺旋状に旋回しながら拡大する旋回流４６は、下流側に進むほど旋回半径が大きくなって旋回成分速度が低下するので、旋回の中心軸上に誘導する静圧が大きくなり、旋回の中心軸上に逆圧力勾配を誘起して、循環流４３を形成する。この循環流４３により燃焼ガスの一部が、旋回の中心軸近傍を逆流することで安定な着火源が上流側に伝播し、図２に示すように定常火炎４５を形成する。 In FIG. 3, each air hole 55-1 to 55-3 is inclined at an equal angle with respect to the central axis of the cylindrical combustion chamber 4 for each pitch circle diameter, and a coaxial jet ejected from each air hole is generated. It adjusts so that the swirl | flow swirl | flow 46 which joins and expands while turning spirally may be formed. The swirl flow 46 that expands while swirling spirally increases in the swirl radius and decreases in swirl component speed as it goes downstream, so that the static pressure induced on the swivel center axis increases, and the swivel center axis A counter pressure gradient is induced on the top to form a circulating flow 43. The circulation flow 43 causes a part of the combustion gas to flow backward in the vicinity of the central axis of the swirl, so that a stable ignition source is propagated upstream, and a steady flame 45 is formed as shown in FIG.

１列目空気孔５５−１、２列目空気孔５５−２、３列目空気孔５５−３は、配置されたピッチ円直径ごとに異なる旋回角を持っている。本実施の形態においては、２列目および３列目空気孔にも旋回を与えているが、水素濃度が特に高い燃料を使用する場合などで、保炎能力が十分である場合には２列目、３列目の空気孔には旋回を与えなくてもよい。また本実施の形態においては、３列の空気孔で多孔同軸噴流バーナを構成しているが、空気孔列の数は３列以外の構成も可能である。 The first row air holes 55-1, the second row air holes 55-2, and the third row air holes 55-3 have different turning angles for each pitch circle diameter. In the present embodiment, the second row and third row air holes are also swirled. However, when using a fuel having a particularly high hydrogen concentration, the second row is used when the flame holding capacity is sufficient. The air holes in the third and third rows need not be swirled. In this embodiment, the porous coaxial jet burner is constituted by three rows of air holes, but the number of air hole rows may be other than three rows.

次に、メイン多孔同軸噴流バーナ５３から噴出する気体燃料２２と燃焼用空気１２の混合気４２の流れの様態と燃焼ガスの流れを図３を用いて説明する。
図３に示したメイン多孔同軸噴流バーナ５３では空気孔プレート５４が、燃料ノズル５６と燃焼室４との間に配置されている。空気孔プレート５４の上流側には、燃焼用空気１２が引き込まれている。燃焼用空気１２は、空気孔プレート５４に開口した１列目空気孔５５−１、２列目空気孔５５−２、３列目空気孔５５−３から燃焼室４に噴出する。 Next, the flow state of the mixture 42 of the gaseous fuel 22 and the combustion air 12 ejected from the main porous coaxial jet burner 53 and the flow of the combustion gas will be described with reference to FIG.
In the main porous coaxial jet burner 53 shown in FIG. 3, an air hole plate 54 is disposed between the fuel nozzle 56 and the combustion chamber 4. The combustion air 12 is drawn into the upstream side of the air hole plate 54. The combustion air 12 is jetted into the combustion chamber 4 from the first row air holes 55-1, the second row air holes 55-2, and the third row air holes 55-3 opened in the air hole plate 54.

１〜３列目空気孔５５−１〜３の上流側の入口の中央付近には、それぞれの空気孔と同軸上に１〜３列目燃料ノズル群５６−１〜３が配置されている。これらの燃料ノズル群５６−１〜３からは気体燃料２２が、１列目燃料流４１−１、２列目燃料流４１−２、３列目燃料流４１−３として、１列目空気孔５５−１、２列目空気孔５５−２、３列目空気孔５５−３の中心部にそれぞれ流入する。 In the vicinity of the center of the upstream inlet of the first to third row air holes 55-1 to 55-3, the first to third row fuel nozzle groups 56-1 to 56-3 are arranged coaxially with the respective air holes. From these fuel nozzle groups 56-1 to 56-3, the gaseous fuel 22 becomes the first row air holes as the first row fuel flow 41-1, the second row fuel flow 41-2, and the third row fuel flow 41-3. 55-1, the second row air holes 55-2 flow into the center of the third row air holes 55-3, respectively.

このような構成を採用しているので、空気孔プレート５４の上流側から供給される燃焼用空気１２は、空気孔プレート５４の上流側に形成された広い空間から、燃料ノズル５６の周囲の狭い領域を通って、空気孔プレート５４に形成した狭い空間の空気孔５５に流入する。このため、空気孔５５の内部には、燃料流及び燃料流の外周側に形成された環状の空気流が、燃料ノズル５６の下流に生じる後流渦や空気孔入口での燃焼用空気１２の急収縮による剥離渦などの細かい乱れ構造を含んで流下する同軸噴流として形成されることになる。 Since such a configuration is adopted, the combustion air 12 supplied from the upstream side of the air hole plate 54 is narrow from the wide space formed on the upstream side of the air hole plate 54 around the fuel nozzle 56. The air flows into the air hole 55 in the narrow space formed in the air hole plate 54 through the region. For this reason, inside the air hole 55, the annular air flow formed on the outer peripheral side of the fuel flow and the fuel flow is caused by the vortex behind the fuel nozzle 56 and the combustion air 12 at the air hole inlet. It is formed as a coaxial jet that flows down including a fine turbulent structure such as a separation vortex due to sudden contraction.

空気孔プレート５４の空気孔５５を通過した燃料流及び空気流は、空気孔５５より広い空間の燃焼室４に一気に噴出し、空気孔５５の狭い空間で限定されていた渦が大きく拡大して崩壊するにつれて、燃焼室４において燃料流と空気流が急速に混合する。 The fuel flow and the air flow that have passed through the air hole 55 of the air hole plate 54 are ejected all at once into the combustion chamber 4 in a space wider than the air hole 55, and the vortex limited in the narrow space of the air hole 55 greatly expands. As it collapses, the fuel and air streams mix rapidly in the combustion chamber 4.

このように、空気孔プレート５４の上流側に複数の燃料ノズル５６を配置して、空気孔プレート５４に複数の燃料ノズル５６と同軸の複数の空気孔５５を設ける構成にすると、燃焼室４に流入した燃料は急速に分散するため、燃料と空気の混合度が増加し、短距離で急速に混合できる。 As described above, when the plurality of fuel nozzles 56 are arranged on the upstream side of the air hole plate 54 and the air hole plate 54 is provided with the plurality of air holes 55 coaxial with the plurality of fuel nozzles 56, Since the inflowing fuel disperses rapidly, the degree of mixing of the fuel and air increases and can be mixed rapidly over a short distance.

ガスタービン燃焼器９のメイン多孔同軸噴流バーナ５３においては、同軸噴流バーナを構成する空気孔５５の内部において燃料流が中心部を流れ、燃料流の周囲を空気流が流れているため、燃料ノズル５６のごく近傍では可燃範囲の混合気が形成されない。また、空気孔５５の内部と燃焼室４に流入した直後の非常に狭い領域で混合が進行するため、空気孔プレート５４の近傍に火炎が接近しにくくなり、信頼性の高いガスタービン燃焼器２が実現できる。 In the main perforated coaxial jet burner 53 of the gas turbine combustor 9, the fuel flow flows through the center of the air hole 55 constituting the coaxial jet burner, and the air flow flows around the fuel flow. In the very vicinity of 56, a mixture in the combustible range is not formed. Further, since mixing proceeds in the air hole 55 and in a very narrow region immediately after flowing into the combustion chamber 4, it becomes difficult for the flame to approach the vicinity of the air hole plate 54, and the gas turbine combustor 2 with high reliability. Can be realized.

次に、本実施の形態のガスタービン燃焼器２に６個設置したメイン多孔同軸噴流バーナ５３の１つを抽出して、気体燃料２２と燃焼用空気１２の混合気４２の流れの様態について図３を用いて説明する。 Next, one of the six main porous coaxial jet burners 53 installed in the gas turbine combustor 2 of the present embodiment is extracted, and the flow state of the mixture 42 of the gaseous fuel 22 and the combustion air 12 is illustrated. 3 will be described.

図３に示すメイン多孔同軸噴流バーナ５３の同軸噴流バーナ群を構成する空気孔５５と燃料ノズル５６との位置関係において、内周側に設置した１列目の同軸噴流バーナ群を構成する１列目空気孔５５−１の中心軸は、バーナ中心軸に対して空気孔５５−１を配置したピッチ円の円周方向に傾斜している。したがって、１列目の同軸噴流バーナ群を構成する最内周の１列目空気孔５５−１から噴出する内周燃料の燃料流４１−１及び空気流は、最内周の１列目空気孔５５−１の中心軸に沿って空気孔を配置したピッチ円の接線方向の旋回成分を持って燃焼室４に噴射され、上述した機構により急速に混合されて混合気４２−１となる。 One row constituting the first row of coaxial jet burner groups installed on the inner peripheral side in the positional relationship between the air holes 55 and the fuel nozzles 56 constituting the coaxial jet burner group of the main porous coaxial jet burner 53 shown in FIG. The central axis of the eye air holes 55-1 is inclined in the circumferential direction of the pitch circle in which the air holes 55-1 are arranged with respect to the burner central axis. Therefore, the fuel flow 41-1 and the air flow of the inner peripheral fuel ejected from the innermost first row air hole 55-1 constituting the first row coaxial jet burner group are the innermost first row air. It is injected into the combustion chamber 4 with a swirling component in the tangential direction of a pitch circle in which air holes are arranged along the central axis of the hole 55-1, and is rapidly mixed by the mechanism described above to become an air-fuel mixture 42-1.

また、最内周の１列目空気孔５５−１は、円周方向に傾斜した旋回角を持っているため、この１列目空気孔５５−１から噴射された混合気４２−１は、燃焼室４の内部で螺旋状に旋回しながら下流側へ流れる旋回流４６となり、燃焼室４内部で旋回直径を拡大しながら下流側に流出する。 Further, since the first row air holes 55-1 in the innermost circumference have a turning angle inclined in the circumferential direction, the air-fuel mixture 42-1 injected from the first row air holes 55-1 is A swirl flow 46 flows downstream while swirling spirally inside the combustion chamber 4, and flows downstream while expanding the swirl diameter inside the combustion chamber 4.

このように拡大しながら流下する旋回流４６は、旋回の中心軸上に逆方向の圧力勾配を誘導するので、図３に示すように旋回流４６の中で火炎内の反応により生じた燃焼ガス４４の一部は循環ガス４３として循環し、最内周の１列目空気孔５５−１から流入する混合気４２−１に対して活性化エネルギを与えることで燃焼反応を維持する着火源として機能する。この結果、図２に示すように、燃焼室４内部に安定な円錐状の定常火炎４５が形成される。 The swirling flow 46 that flows down while expanding in this way induces a pressure gradient in the opposite direction on the central axis of swirling, so that the combustion gas generated by the reaction in the flame in the swirling flow 46 as shown in FIG. A part of 44 circulates as a circulating gas 43, and an ignition source that maintains a combustion reaction by applying activation energy to the air-fuel mixture 42-1 flowing in from the first row air holes 55-1 in the innermost circumference. Function as. As a result, a stable conical steady flame 45 is formed inside the combustion chamber 4 as shown in FIG.

上述した最内周の１列目空気孔５５−１から流入する混合気４２−１が着火することにより発生する燃焼ガス４４は、順次その外周側の第２列空気孔５５−２から流入する混合気４２−２および第３列空気孔５５−３から流入する混合気４２−３と合流し、混合気４２−２および４２−３に火炎を伝播しながら、燃焼室４内に拡大していく。燃焼ガス４４すなわち火炎の伸展する方向は図３に示すように、最も遅れて合流する最外周空気孔列（本実施の形態では第３列）からの混合気４２−３の流線に概略支配される。 The combustion gas 44 generated by the ignition of the air-fuel mixture 42-1 flowing in from the innermost first row air hole 55-1 described above sequentially flows in from the outermost second row air hole 55-2. The air-fuel mixture 42-2 and the air-fuel mixture 42-3 flowing in from the third row air hole 55-3 merge and expand into the combustion chamber 4 while propagating a flame to the air-fuel mixtures 42-2 and 42-3. Go. As shown in FIG. 3, the extending direction of the combustion gas 44, that is, the flame is roughly governed by the streamline of the air-fuel mixture 42-3 from the outermost peripheral air hole row (the third row in the present embodiment) that joins the latest. Is done.

このため、最外周空気孔列の噴出方向によって定まる混合気４２−３の流線が、燃焼室４の内壁に到達する位置には、火炎が近接しやすくなる傾向がある。特にガスタービンの燃焼ガスを高温化したり、燃料中に水素が含まれる燃料をガスタービン燃焼器２に使用したりする場合には、混合気４２−３の流線が燃焼室４の内壁に到達する位置に近接した火炎により、局所的な高温部を発生させることがある。 For this reason, the flame tends to approach the position where the streamline of the air-fuel mixture 42-3 determined by the ejection direction of the outermost peripheral air hole row reaches the inner wall of the combustion chamber 4. Especially when the combustion gas of the gas turbine is heated to a high temperature or a fuel containing hydrogen in the fuel is used for the gas turbine combustor 2, the streamline of the mixture 42-3 reaches the inner wall of the combustion chamber 4. A local high-temperature part may be generated by the flame close to the position where it does.

このような、燃焼室４における局所的な高温部の発生現象を避けつつ、燃料と空気の混合を促進してＮＯｘ排出量を削減するため、本発明の実施の形態においては、図４に示すように、同軸噴流バーナ群を配置するピッチ円の半径が小さい内周側同軸噴流バーナ群のピッチ円中心５８−１から、ピッチ円の半径が大きい外周側同軸噴流バーナ群のピッチ円中心５８−３に向かって、配置するピッチ円の中心が、燃焼器中心方向に順次移動するように同軸噴流バーナ群を配列している。すなわち、第１列ピッチ円中心５８−１から第２列ピッチ円中心５８−２、第３列ピッチ円中心５８−３と徐々に燃焼器２の中心軸方向に移動するように、各列の同軸噴流バーナ群を偏向配置している。 In order to reduce the NOx emission amount by promoting the mixing of fuel and air while avoiding such a local high temperature portion generation phenomenon in the combustion chamber 4, in the embodiment of the present invention, as shown in FIG. As described above, the pitch circle center 58-of the outer peripheral side coaxial jet burner group having a large radius of the pitch circle is changed from the pitch circle center 58-1 of the inner side coaxial jet burner group having the smaller radius of the pitch circle in which the coaxial jet burner group is arranged. The coaxial jet burner groups are arranged so that the center of the pitch circle to be arranged 3 moves sequentially toward the center of the combustor. In other words, each row is gradually moved from the first row pitch circle center 58-1 to the second row pitch circle center 58-2 and the third row pitch circle center 58-3 in the direction of the central axis of the combustor 2. A group of coaxial jet burners is deflected.

ここで、本発明のガスタービン燃焼器の第１の実施の形態の作用効果を理解するために、各同軸噴流バーナ群を配置するピッチ円中心が一致するように配置している空気孔プレート５４を備えた比較例のガスタービン燃焼器について説明する。図５は比較例のガスタービン燃焼器を構成する空気孔プレートを燃焼室側から見た正面図、図６は比較例のガスタービン燃焼器を構成する１つのメイン同軸噴流バーナの要部の側断面図を燃焼室内の燃焼ガスの流れを示す状況図と併せて表した概略構成図である。図５及び図６において、図１乃至図４Ｂに示す符号と同符号のものは同一部分であるので、その詳細な説明は省略する。 Here, in order to understand the operation and effect of the first embodiment of the gas turbine combustor of the present invention, the air hole plate 54 arranged so that the centers of the pitch circles in which the coaxial jet burner groups are arranged coincide with each other. The gas turbine combustor of the comparative example provided with this will be described. FIG. 5 is a front view of the air hole plate constituting the gas turbine combustor of the comparative example as seen from the combustion chamber side, and FIG. 6 is the side of the main part of one main coaxial jet burner constituting the gas turbine combustor of the comparative example. It is the schematic block diagram which represented sectional drawing with the situation figure which shows the flow of the combustion gas in a combustion chamber. 5 and 6, the same reference numerals as those shown in FIG. 1 to FIG. 4B are the same parts, and detailed description thereof is omitted.

図５及び図６に示す比較例のガスタービン燃焼器では、各同軸噴流バーナ群について円筒形状をなす燃焼室４の中心軸に対して上述した第１の実施の形態と同様の傾斜した空気孔５５を設け、同一の旋回角を付与している。比較例のガスタービン燃焼器のメイン多孔同軸噴流バーナ５３で、第１の実施の形態と異なるのは、各同軸噴流バーナ群を配置するピッチ円の中心５８が全て一致するように配置していることである。 In the gas turbine combustor of the comparative example shown in FIGS. 5 and 6, the inclined air holes similar to those of the first embodiment described above with respect to the central axis of the combustion chamber 4 having a cylindrical shape for each coaxial jet burner group 55 is provided to give the same turning angle. The main porous coaxial jet burner 53 of the gas turbine combustor of the comparative example is different from the first embodiment in that the pitch circle centers 58 in which the coaxial jet burner groups are arranged are all coincident. That is.

上述した第１の実施の形態におけるメイン多孔同軸噴流バーナ５３、及び比較例のメイン多孔同軸噴流バーナ５３のいずれにおいても、最内周の１列目空気孔５５−１から流入する混合気４２−１が着火したことにより発生する燃焼ガス４４は、順次その外周側の第２列空気孔５５−２から流入する混合気４２−２および第３列空気孔５５−３から流入する混合気４２−３と合流し、混合気４２−２および４２−３に火炎を伝播しながら、燃焼室４内に拡大していく。燃焼ガス４４すなわち火炎の伸展する方向は図６に示すように、最も遅れて合流する最外周空気孔列からの混合気４２−３の流線に概略支配される。 In any of the main porous coaxial jet burner 53 in the first embodiment described above and the main porous coaxial jet burner 53 in the comparative example, the air-fuel mixture 42-flowing from the innermost first row air holes 55-1 is used. The combustion gas 44 generated by the ignition of 1 is sequentially mixed with the air-fuel mixture 42-2 flowing in from the second row air holes 55-2 and the air-fuel mixture 42- flowing in through the third row air holes 55-3. 3 and expands into the combustion chamber 4 while propagating a flame to the air-fuel mixtures 42-2 and 42-3. As shown in FIG. 6, the direction in which the combustion gas 44, ie, the flame extends, is roughly controlled by the streamline of the air-fuel mixture 42-3 from the outermost peripheral air hole array that merges the latest.

比較例のメイン多孔同軸噴流バーナ５３においては、図５に示すように各同軸噴流バーナ群を配置するピッチ円中心５８が一致しているので、第２列空気孔５５−２および第３列空気孔５５−３から噴出する混合気４２−２および混合気４２−３は、第１列空気孔５５−１に発生した燃焼ガス４４に対して、各同軸噴流バーナ群を配置するピッチ円中心から燃焼器中心軸に平行に伸びる軸回りに対称の位置で合流する。このため比較例のメイン多孔同軸噴流バーナ５３の形成する火炎は、上記の軸回りに軸対称に成長し、最も遅れて合流する第３列空気孔５５−３からの混合気４２−３の流線によって定まる燃焼室４の特定の領域に接近する。 In the main porous coaxial jet burner 53 of the comparative example, as shown in FIG. 5, the pitch circle centers 58 in which the coaxial jet burner groups are arranged coincide with each other, so that the second row air holes 55-2 and the third row air The air-fuel mixture 42-2 and the air-fuel mixture 42-3 ejected from the holes 55-3 from the center of the pitch circle where the coaxial jet burner groups are arranged with respect to the combustion gas 44 generated in the first row air holes 55-1. Merge at symmetrical positions around an axis extending parallel to the combustor central axis. For this reason, the flame formed by the main porous coaxial jet burner 53 of the comparative example grows axisymmetrically around the above-mentioned axis, and the flow of the air-fuel mixture 42-3 from the third row air hole 55-3 that merges with the latest delay. Approach a specific area of the combustion chamber 4 defined by the line.

特に、ガスタービンの燃焼ガスを高温化したり、燃料中に水素が含まれる燃料をガスタービン燃焼器２に使用したりする場合には、上述した混合気４２−３の流線が燃焼室４の内壁に到達する位置に近接した火炎により、局所的な高温部が発生し、燃焼室４の寿命の低下や変形の発生等、信頼性上の問題を起こす場合がある。この対策のため、局所的にこの領域を冷却するため冷却空気１１を増加させると、燃焼用空気１２が減少して、混合気４２−１、４２−２および４２−３の当量比が増加して、ＮＯｘが発生しやすくなる可能性がある。 In particular, when the temperature of the combustion gas of the gas turbine is increased, or when a fuel containing hydrogen in the fuel is used for the gas turbine combustor 2, the streamline of the mixture 42-3 described above is in the combustion chamber 4. A flame close to the position reaching the inner wall generates a local high temperature portion, which may cause reliability problems such as a decrease in the life of the combustion chamber 4 and the occurrence of deformation. As a countermeasure, if the cooling air 11 is increased to locally cool this region, the combustion air 12 is decreased and the equivalence ratio of the air-fuel mixtures 42-1, 42-2 and 42-3 is increased. Therefore, NOx may be easily generated.

本発明の第１の実施の形態においては、同軸噴流バーナ群を配置するピッチ円の半径が小さい内周側の１列目の同軸噴流バーナ群から、ピッチ円の半径が大きい外周側の３列目の同軸噴流バーナ群に向かって、配置するピッチ円の中心５８−１〜３が、燃焼器中心方向に順次移動するように同軸噴流バーナ群を偏向配置している。このため、最内周の第１列空気孔５５−１に発生した燃焼ガス４４に対して、まず燃焼室４側の第２列空気孔５５−２からの混合気４２−２が合流し、燃焼ガス４４が燃焼室４側に伸展することを抑制する。このとき、燃焼器中心側では第２列空気孔５５−２からの混合気４２−２は合流しておらず、最内周の第１列空気孔５５−１からの混合気４２−１流線と第２列空気孔５５−２からの混合気４２−２流線の間には、自由な空間が広がっているので、火炎は全体として燃焼器中心側に偏向して伸展する。 In the first embodiment of the present invention, from the first row of coaxial jet burner groups on the inner circumferential side where the radius of the pitch circle in which the coaxial jet burner group is arranged is small, three rows on the outer circumferential side where the radius of the pitch circle is larger. The coaxial jet burner group is deflected and arranged so that the centers 58-1 to 58-3 of the pitch circle to be arranged sequentially move toward the combustor center toward the coaxial jet burner group of the eye. For this reason, the air-fuel mixture 42-2 from the second row air hole 55-2 on the combustion chamber 4 side first merges with the combustion gas 44 generated in the innermost first row air hole 55-1. The combustion gas 44 is prevented from extending to the combustion chamber 4 side. At this time, the air-fuel mixture 42-2 from the second row air hole 55-2 does not merge on the combustor center side, and the air-fuel mixture 42-1 flow from the first row air hole 55-1 on the innermost circumference Since a free space is widened between the line and the mixed gas 42-2 stream line from the second row air hole 55-2, the flame is deflected and extended toward the combustor center as a whole.

さらにその後、燃焼室４側の最外周の第３列空気孔５５−３からの混合気４２−３が合流し、燃焼ガス４４が燃焼室４側に伸展することを抑制する。この時も、燃焼器中心側では最外周空気孔５５−３からの混合気４２−３は合流しておらず、第２列空気孔５５−２からの混合気４２−２流線と最外周空気孔５５−３からの混合気４２−３流線の間には、自由な空間が広がっているので、火炎は全体として図４に示す火炎の伸展方向５９のように燃焼器中心側に偏向して伸展する。 Further, thereafter, the air-fuel mixture 42-3 from the third row air hole 55-3 on the outermost periphery on the combustion chamber 4 side joins, and the combustion gas 44 is prevented from extending to the combustion chamber 4 side. Also at this time, the air-fuel mixture 42-3 from the outermost peripheral air hole 55-3 does not merge at the combustor center side, and the air-fuel mixture 42-2 streamline from the second row air hole 55-2 and the outermost peripheral air Since a free space is widened between the stream lines of the air-fuel mixture 42-3 from the air hole 55-3, the flame is deflected toward the combustor center as shown in the flame extension direction 59 shown in FIG. And extend.

このことにより、本実施の形態におけるメイン多孔同軸噴流バーナ５３では、火炎が全体として燃焼室４側への伸展を抑制され、燃焼器中心軸側に偏向して成長することになるので、燃焼室４に対して火炎が過度に接近することがなく、燃焼室４に局所的な高温部が発生しない。この結果、ガスタービンの燃焼ガスを高温化したり、燃料中に水素が含まれる燃料をガスタービン燃焼器２に使用したりする場合であっても、低ＮＯｘ燃焼性能を維持しながら、燃焼室を含む燃焼器構造物に局所高温部を生じさせず、信頼性の高い運転を可能とする。 As a result, in the main porous coaxial jet burner 53 in the present embodiment, the flame is restrained from extending toward the combustion chamber 4 as a whole and is deflected and grown toward the combustor central axis. 4 does not approach the flame excessively, and a local high temperature portion does not occur in the combustion chamber 4. As a result, even when the combustion gas of the gas turbine is heated to a high temperature or the fuel containing hydrogen in the fuel is used for the gas turbine combustor 2, the combustion chamber is maintained while maintaining the low NOx combustion performance. The local combustor structure including the combustor structure does not generate a local high temperature portion, and the operation can be performed with high reliability.

上述した本発明のガスタービン燃焼器の第１の実施の形態によれば、ガスタービンの燃焼ガスを高温化したり、燃料中に水素が含まれる燃料をガスタービン燃焼器２に使用したりする場合に、燃焼室４を含む燃焼器構造物の過熱を避け、信頼性の高い燃焼を維持すると共に、低ＮＯｘ燃焼性能を発揮し得る、ガスタービン燃焼器２を実現できる。 According to the first embodiment of the gas turbine combustor of the present invention described above, the temperature of the combustion gas of the gas turbine is increased, or the fuel containing hydrogen in the fuel is used for the gas turbine combustor 2. In addition, it is possible to realize the gas turbine combustor 2 that can avoid overheating of the combustor structure including the combustion chamber 4, maintain highly reliable combustion, and exhibit low NOx combustion performance.

以下、本発明のガスタービン燃焼器の第２の実施の形態を図面を用いて説明する。図７Ａは本発明のガスタービン燃焼器の第２の実施の形態を構成する空気孔プレートを燃焼室側から見た正面図、図７Ｂは図７Ａに示す空気孔プレートのうち１つのメイン多孔同軸噴流バーナに注目して抜き出した拡大正面図である。図７Ａ及び図７Ｂにおいて、図１乃至図６に示す符号と同符号のものは同一部分であるので、その詳細な説明は省略する。 Hereinafter, a second embodiment of the gas turbine combustor of the present invention will be described with reference to the drawings. FIG. 7A is a front view of the air hole plate constituting the second embodiment of the gas turbine combustor of the present invention as viewed from the combustion chamber side, and FIG. 7B is a main porous coaxial of one of the air hole plates shown in FIG. 7A. It is the enlarged front view extracted paying attention to a jet burner. 7A and 7B, the same reference numerals as those shown in FIG. 1 to FIG. 6 are the same parts, and detailed description thereof is omitted.

本実施の形態におけるガスタービン燃焼器２を有するガスタービンプラントは、第１の実施の形態と同様の気体燃料焚きガスタービン発電プラントであり、プラントの構成及び運用方法は第１の実施の形態と同様である。第２の実施の形態においては、メイン多孔同軸噴流バーナ５３において同軸噴流バーナ群を配置するピッチ円の半径が小さい内周側の１列目の同軸噴流バーナ群から、ピッチ円の半径が大きい外周側の３列目の同軸噴流バーナ群に向かって、配置するピッチ円の中心５８−１〜３が、燃焼器中心軸を中心とする仮想円の接線方向に順次移動するように同軸噴流バーナ群を偏向配置した点が第１の実施の形態と異なる。 The gas turbine plant having the gas turbine combustor 2 in the present embodiment is a gas fuel-fired gas turbine power plant similar to that of the first embodiment, and the configuration and operation method of the plant is the same as that of the first embodiment. It is the same. In the second embodiment, the outer circumference having a large radius of the pitch circle from the first row coaxial jet burner group on the inner circumferential side where the radius of the pitch circle in which the coaxial jet burner group is arranged in the main porous coaxial jet burner 53 is small. Toward the third row of coaxial jet burner groups on the side, the coaxial jet burner groups so that the centers 58-1 to 5-3 of the pitch circle to be arranged sequentially move in the tangential direction of the virtual circle centered on the combustor central axis. Is different from the first embodiment in that it is deflected.

具体的には、図７Ａ及び図７Ｂに示すように、第１列ピッチ円中心５８−１から第２列ピッチ円中心５８−２、最外周の第３列ピッチ円中心５８−３と徐々に燃焼器の中心軸を中心とする仮想円の接線方向に、各列ピッチ円中心を移動させている。
このことにより、本実施の形態におけるガスタービン燃焼器２のメイン多孔同軸噴流バーナ５３は、ピッチ円中心５８−１〜３の変化する方向、すなわち図７Ａに火炎の伸展方向５９で示す燃焼器中心軸を中心とする仮想円の接線方向に火炎が伸展する性質を持つ。同軸噴流バーナ群を配置するピッチ円の中心を特定の方向に移動させることで、火炎の伸展する方向を誘導する効果については第１の実施の形態と同様であり、詳細な説明は省略する。 Specifically, as shown in FIGS. 7A and 7B, the first row pitch circle center 58-1 gradually increases from the second row pitch circle center 58-2 to the outermost third row pitch circle center 58-3. The center of each row pitch circle is moved in the tangential direction of the virtual circle around the central axis of the combustor.
As a result, the main porous coaxial jet burner 53 of the gas turbine combustor 2 according to the present embodiment is changed in the direction in which the pitch circle centers 58-1 to 58-3 change, that is, the combustor center indicated by the flame extension direction 59 in FIG. It has the property that the flame extends in the tangential direction of the virtual circle centered on the axis. The effect of inducing the direction in which the flame extends by moving the center of the pitch circle in which the coaxial jet burner group is arranged in a specific direction is the same as in the first embodiment, and detailed description thereof is omitted.

本実施の形態の多孔同軸噴流バーナ５３において、火炎の伸展する主たる方向は、燃焼室４に向かう方向ではなく、隣接するメイン多孔同軸噴流バーナの存在する燃焼器中心軸を中心とする仮想円の接線方向である。このため、燃焼室４に対して過度に火炎が接近せず、燃焼室４において局所的な高温部が発生しにくいという特徴を有する。 In the porous coaxial jet burner 53 of the present embodiment, the main direction in which the flame extends is not a direction toward the combustion chamber 4 but a virtual circle centered on the combustor central axis where the adjacent main porous coaxial jet burner exists. Tangent direction. For this reason, the flame does not approach the combustion chamber 4 excessively, and a local high temperature portion is hardly generated in the combustion chamber 4.

本発明のガスタービン燃焼器の第２の実施の形態においては、燃焼器中心軸を中心とする仮想円の接線方向に火炎が伸展する性質を持つため、パイロット多孔同軸噴流バーナ５０回りに、大きく旋回する大規模旋回流が生じる。この大規模旋回流は、ガスタービン燃焼器２の内部の燃焼ガスを大きく旋回させるので、燃焼室４内部の複数のメイン多孔同軸噴流バーナ５３およびパイロット多孔同軸噴流バーナ５０の燃焼ガスを攪拌して混合する作用を持つ。この結果、ガスタービン燃焼器２の内部の流体の温度分布を均一化することができる。 In the second embodiment of the gas turbine combustor of the present invention, since the flame extends in the tangential direction of the imaginary circle centering on the combustor central axis, it is greatly increased around the pilot porous coaxial jet burner 50. A swirling large swirl flow is generated. Since this large-scale swirling flow swirls the combustion gas inside the gas turbine combustor 2 greatly, the combustion gases in the plurality of main porous coaxial jet burners 53 and pilot porous coaxial jet burner 50 inside the combustion chamber 4 are agitated. Has the effect of mixing. As a result, the temperature distribution of the fluid inside the gas turbine combustor 2 can be made uniform.

上述した本発明のガスタービン燃焼器の第２の実施の形態によれば、上述した第１の実施の形態と同様に効果を得ることができる。 According to the second embodiment of the gas turbine combustor of the present invention described above, an effect can be obtained in the same manner as in the first embodiment described above.

また、上述した本発明のガスタービン燃焼器の第２の実施の形態によれば、ガスタービン燃焼器２の内部の燃焼ガスを大きく旋回させる大規模旋回流を生じさせることができる。この結果、ガスタービン燃焼器２の内部の流体の温度分布を均一化することができる。 In addition, according to the second embodiment of the gas turbine combustor of the present invention described above, a large-scale swirl flow that greatly swirls the combustion gas inside the gas turbine combustor 2 can be generated. As a result, the temperature distribution of the fluid inside the gas turbine combustor 2 can be made uniform.

なお、本実施の形態においては、ピッチ円の半径が小さい内周側の１列目の同軸噴流バーナ群から、ピッチ円の半径が大きい外周側の３列目の同軸噴流バーナ群に向かって、配置するピッチ円の中心が、燃焼器中心軸を中心とする仮想円の接線方向に順次移動するように配置した例を説明したが、第１の実施の形態と本実施の形態の効果を併せ持つことを目的として、本実施の形態に加えて、ピッチ円の中心を燃焼器中心方向に変化するよう配置することも可能である。 In this embodiment, from the first row of coaxial jet burner groups on the inner circumferential side where the radius of the pitch circle is small toward the third row of coaxial jet burner groups on the outer circumferential side where the radius of the pitch circle is larger, The example in which the center of the pitch circle to be arranged is sequentially moved in the tangential direction of the imaginary circle centered on the combustor central axis has been described, but it has the effects of the first embodiment and the present embodiment. For this purpose, in addition to the present embodiment, the center of the pitch circle can be arranged so as to change toward the combustor center.

以下、本発明のガスタービン燃焼器の第３の実施の形態を図面を用いて説明する。図８Ａは本発明のガスタービン燃焼器の第３の実施の形態を構成する空気孔プレートを燃焼室側から見た正面図、図８Ｂは図８Ａに示す空気孔プレートのうち局所高温部抑制用メイン多孔同軸噴流バーナに注目して抜き出した拡大正面図である。図８Ａ及び図８Ｂにおいて、図１乃至図７Ｂに示す符号と同符号のものは同一部分であるので、その詳細な説明は省略する。 Hereinafter, a third embodiment of the gas turbine combustor of the present invention will be described with reference to the drawings. FIG. 8A is a front view of the air hole plate constituting the third embodiment of the gas turbine combustor of the present invention as seen from the combustion chamber side, and FIG. 8B is for suppressing a local high temperature portion of the air hole plate shown in FIG. 8A. It is the enlarged front view extracted paying attention to the main porous coaxial jet burner. In FIG. 8A and FIG. 8B, the same reference numerals as those shown in FIG. 1 to FIG. 7B are the same parts, and detailed description thereof is omitted.

本実施の形態におけるガスタービン燃焼器２を有するガスタービンプラントは、第１及び第２の実施の形態と同様の気体燃料焚きガスタービン発電プラントであり、プラントの構成及び運用方法は第１の実施の形態と同様である。本実施の形態におけるガスタービン燃焼器２は、パイロット多孔同軸噴流バーナ５０の周りに配置したメイン多孔同軸噴流バーナ５３を、モジュール化して個別に交換可能な構造とした点が第１及び第２の実施の形態と異なる。 The gas turbine plant having the gas turbine combustor 2 in the present embodiment is a gas fuel-fired gas turbine power plant similar to the first and second embodiments, and the configuration and operation method of the plant is the first implementation. It is the same as the form. The gas turbine combustor 2 according to the present embodiment is characterized in that the main porous coaxial jet burner 53 arranged around the pilot porous coaxial jet burner 50 is modularized and individually replaceable. Different from the embodiment.

また、本実施の形態におけるガスタービン燃焼器２では、第１の実施の形態の比較例で説明した各同軸噴流バーナ群を配置するピッチ円中心が一致するように配置しているメイン多孔同軸噴流バーナ５３と、第１の実施の形態で説明したピッチ円の半径が小さい内周側の１列目の同軸噴流バーナ群から、ピッチ円の半径が大きい外周側の３列目の同軸噴流バーナ群に向かって、配置するピッチ円の中心５８−１〜３が、燃焼器中心方向に順次移動するように同軸噴流バーナ群を偏向配置した局所高温部抑制用メイン多孔同軸噴流バーナ５３−１とを併用している点が第１及び第２の実施の形態と異なる。 Moreover, in the gas turbine combustor 2 in the present embodiment, the main porous coaxial jet arranged so that the pitch circle centers in which the coaxial jet burner groups described in the comparative example of the first embodiment are arranged coincide with each other. From the first row of coaxial jet burner groups on the inner peripheral side with a small radius of the pitch circle described in the first embodiment, the third row of coaxial jet burner groups on the outer peripheral side with a larger radius of the pitch circle described in the first embodiment The central high-temperature coaxial jet burner 53-1 for local high-temperature portion suppression in which coaxial jet burner groups are deflected and arranged so that the centers 58-1 to 3 of the pitch circle to be moved sequentially toward the center of the combustor. The point used together is different from the first and second embodiments.

具体的には、本実施の形態におけるガスタービン燃焼器２において、図８Ａ及び図８Ｂに示すように、図面の下側にある燃焼室４の位置に燃焼ガスを接近させないように、図面の下側の部分の燃焼室４に局所的な高温部を生じやすい位相に開口する多孔同軸噴流バーナ５３を、ピッチ円の半径が小さい内周側の１列目の同軸噴流バーナ群から、ピッチ円の半径が大きい外周側の３列目の同軸噴流バーナ群に向かって、配置するピッチ円の中心５８−１〜３が、燃焼器中心方向に順次移動するように同軸噴流バーナ群を偏向配置した局所高温部抑制用メイン多孔同軸噴流バーナ５３−１に換装している。 Specifically, in the gas turbine combustor 2 according to the present embodiment, as shown in FIGS. 8A and 8B, the combustion gas does not approach the position of the combustion chamber 4 on the lower side of the drawing. A porous coaxial jet burner 53 that opens in a phase in which a local high temperature portion is likely to be generated in the combustion chamber 4 on the side portion is separated from the coaxial jet burner group in the first row on the inner peripheral side where the radius of the pitch circle is small. A local arrangement in which the coaxial jet burner groups are deflected and arranged so that the centers 58-1 to 58-3 of the pitch circle to be arranged sequentially move toward the center of the combustor toward the third row of coaxial jet burner groups on the outer peripheral side having a large radius. It replaces with the main porous coaxial jet burner 53-1.

このようにパイロット多孔同軸噴流バーナ５０の周りに配置したメイン多孔同軸噴流バーナ５３を、モジュール化して個別に交換可能な構造とすれば、同軸噴流バーナ群を配置するピッチ円５８の中心について、一致させるあるいは特定の方向に変化させることが、個別のメイン多孔同軸噴流バーナ５３について任意に設定可能となる。 If the main porous coaxial jet burner 53 arranged around the pilot porous coaxial jet burner 50 is modularized and can be individually replaced in this way, the centers of the pitch circles 58 where the coaxial jet burner groups are arranged coincide with each other. It is possible to arbitrarily set the individual main porous coaxial jet burner 53 to be changed or changed in a specific direction.

本発明の第３の実施の形態によれば、上述した第１の実施の形態と同様に効果を得ることができる。 According to the third embodiment of the present invention, effects can be obtained in the same manner as in the first embodiment described above.

また、上述した本発明のガスタービン燃焼器の第３の実施の形態によれば、メイン多孔同軸噴流バーナ５３を、モジュール化して個別に交換可能な構造としたので、同軸噴流バーナ群を同心円状にまたは特定方向に偏向配置することができる。この結果、信頼性の高い燃焼を維持すると共に低ＮＯｘ燃焼性能を発揮し得るガスタービン燃焼器２が、より容易に実現できる。 Further, according to the third embodiment of the gas turbine combustor of the present invention described above, the main porous coaxial jet burner 53 is modularized and individually replaceable, so that the coaxial jet burner group is concentrically formed. Or can be deflected in a specific direction. As a result, the gas turbine combustor 2 that can maintain highly reliable combustion and exhibit low NOx combustion performance can be realized more easily.

１圧縮機
２ガスタービン燃焼器
３タービン
４燃焼室
５燃焼器ライナ
６燃焼器外筒
７車室
８燃焼器エンドカバー
９燃焼器尾筒
１０圧縮空気
１１冷却空気
１２燃焼用空気
１３燃焼ガス
２２気体燃料
４１燃料流
４１−１１列目燃料流
４２混合気
４３循環流
４４燃焼ガス
４５定常火炎
４６旋回流
５０パイロット多孔同軸噴流バーナ
５３メイン多孔同軸噴流バーナ
５４空気孔プレート
５５空気孔
５５−１１列目空気孔
５６燃料ノズル
５６−１１列目燃料ノズル
５７燃料分配器
５８−１第１列ピッチ円中心
５８−２第２列ピッチ円中心
５８−３第３列ピッチ円中心
１０３燃料遮断弁
１０７燃料圧力調整弁
１０８燃料流量調整弁
５０１発電機 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Compressor 2 Gas turbine combustor 3 Turbine 4 Combustion chamber 5 Combustor liner 6 Combustor outer cylinder 7 Car compartment 8 Combustor end cover 9 Combustor tail cylinder 10 Compressed air 11 Cooling air 12 Combustion air 13 Combustion gas 22 Gas Fuel 41 Fuel flow 41-1 First row fuel flow 42 Mixture 43 Circulating flow 44 Combustion gas 45 Steady flame 46 Swivel flow 50 Pilot porous coaxial jet burner 53 Main porous coaxial jet burner 54 Air hole plate 55 Air hole 55-1 1 Row air hole 56 Fuel nozzle 56-1 First row fuel nozzle 57 Fuel distributor 58-1 First row pitch circle center 58-2 Second row pitch circle center 58-3 Third row pitch circle center 103 Fuel cutoff valve 107 Fuel pressure regulating valve 108 Fuel flow regulating valve 501 Generator

Claims

A cylindrical combustion chamber to which fuel and air are supplied, an air hole plate located on the upstream side of the combustion chamber and having a plurality of air holes, and coaxially disposed with respect to the plurality of air holes of the air hole plate In a gas turbine combustor for combusting gaseous fuel, comprising a plurality of porous coaxial jet burners in which a plurality of coaxial jet burners composed of a plurality of fuel nozzles arranged on the same circumference,
Each of the multi-coaxial-injection-hole burners arranged several double, the porous disposed on the inner peripheral side of the central portion of the coaxial-injection-hole burner, a first coaxial injection burner group composed of a plurality of the coaxial-injection-hole burner When,
A plurality of coaxial jet burner groups arranged on the outer peripheral side of the first coaxial jet burner group serving as the outer peripheral portion of the porous coaxial jet burner, each comprising a plurality of the coaxial jet burners,
The center of the pitch circle in which the coaxial jet burner is arranged is larger than the radius of the pitch circle of the first coaxial jet burner group on the inner peripheral side where the radius of the pitch circle is small and the first coaxial jet burner group. The gas turbine combustor is configured to be different from the outer peripheral second coaxial jet burner group having a radius of the pitch circle.

The gas turbine combustor according to claim 1.
The coaxial jet burner is arranged from the first coaxial jet burner group on the inner peripheral side where the radius of the pitch circle is small toward the second coaxial jet burner group on the outer peripheral side where the radius of the pitch circle is large. The gas turbine combustor, wherein the coaxial jet burners are arranged so that the center of the pitch circle sequentially moves toward the center of the gas turbine combustor.

The gas turbine combustor according to claim 1.
The coaxial jet burner is arranged from the first coaxial jet burner group on the inner peripheral side where the radius of the pitch circle is small toward the second coaxial jet burner group on the outer peripheral side where the radius of the pitch circle is large. The gas turbine combustor, wherein the coaxial jet burners are arranged so that a center of a pitch circle sequentially moves in a tangential direction of a virtual circle centering on a central axis of the gas turbine combustor.

The gas turbine combustor according to claim 1.
In the plurality of perforated coaxial jet burners, a perforated coaxial jet burner that opens in a phase in which a local high temperature portion is likely to be generated in the combustion chamber is used, and a first radius on the inner peripheral side where the radius of the pitch circle in which the coaxial jet burner is arranged is small. The center of the pitch circle to be arranged sequentially moves in the direction of the center of the gas turbine combustor from the coaxial jet burner group to the second coaxial jet burner group on the outer peripheral side where the radius of the pitch circle is large. The gas turbine combustor is replaced with a multi-hole coaxial jet burner in which the coaxial jet burners are arranged.