JP6022389B2 - Gas turbine combustor - Google Patents
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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(CO2)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(H2)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).
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.
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
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
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
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。
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
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
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
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
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
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
In the main porous
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
41−1 1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
55−1 1列目空気孔
56 燃料ノズル
56−1 1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
Claims (4)
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
ことを特徴とするガスタービン燃焼器。 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.
前記同軸噴流バーナを配置するピッチ円の半径が小さい内周側の第1の同軸噴流バーナ群から、前記ピッチ円の半径が大きい外周側の第2の同軸噴流バーナ群に向かって、配置する前記ピッチ円の中心が、前記ガスタービン燃焼器の中心方向に順次移動するように前記同軸噴流バーナを配列した
ことを特徴とするガスタービン燃焼器。 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.
前記同軸噴流バーナを配置するピッチ円の半径が小さい内周側の第1の同軸噴流バーナ群から、前記ピッチ円の半径が大きい外周側の第2の同軸噴流バーナ群に向かって、配置する前記ピッチ円の中心が、前記ガスタービン燃焼器の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前記同軸噴流バーナを配列した
ことを特徴とするガスタービン燃焼器。 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.
前記複数の多孔同軸噴流バーナにおいて、前記燃焼室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を、前記同軸噴流バーナを配置するピッチ円の半径が小さい内周側の第1の同軸噴流バーナ群から、前記ピッチ円の半径が大きい外周側の第2の同軸噴流バーナ群に向かって、配置する前記ピッチ円の中心が、前記ガスタービン燃焼器の中心方向に順次移動するように前記同軸噴流バーナを配列した多孔同軸噴流バーナに換装した
ことを特徴とするガスタービン燃焼器。 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.
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