JP6535525B2 - 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、特に、燃料を噴射する燃料ノズルを改良したガスタービン燃焼器に関するものである。 The present invention relates to a gas turbine combustor, and more particularly to a gas turbine combustor having an improved fuel nozzle for injecting fuel.
ガスタービンでは、排ガスが環境に与える負荷の低減を目的として、運転時に排出されるＮＯＸに対して厳しい環境基準が設定されている。 In a gas turbine, for the purpose of reducing the load which the exhaust gas on the environment, strict environmental standards for NO X discharged are set during operation.
このＮＯＸの排出量は、火炎温度の高温化に伴い増加するため、局所的に高温な火炎の形成を抑制し、均一な燃焼を実現させる必要がある。均一な燃焼を行うためには、燃料を噴出するための燃料ノズルを多数設置し、燃料の分散性を高める必要がある。 Since the amount of NO x emissions increases with the increase in flame temperature, it is necessary to suppress the formation of a locally high temperature flame to realize uniform combustion. In order to perform uniform combustion, it is necessary to install a large number of fuel nozzles for injecting fuel to improve the dispersiveness of the fuel.
燃料を噴出するための燃料ノズルを多数設置したものとして、特許文献１を挙げることができる。
この特許文献１には、少なくとも２本の燃料ノズルがホルダ側基部を有し、該ホルダ側基部がホルダ側に該ホルダ側基部がホルダの当接面に接する当接面を有し、ホルダ側基部から一体形成された少なくとも２つの燃料ノズル噴射頭部が流れ方向に延び、ホルダ側当接面がホルダの方向に突出する少なくとも２つの延長突起部を有し、各延長突起部がそれぞれ１つの流路を形成し、これらの延長突起部を通って流れ方向において延長突起部の後置されたホルダ側基部のホルダ側当接面に配置された出口を通して燃料がホルダ側当接面に導入されることが記載されている。
In this
しかしながら、燃料の分散性向上を目的として燃料ノズルの本数を増加させると、燃料ノズル同士の距離が短くなる。これにより、燃料ノズルの周囲の空間が狭隘になるため、燃料ノズルの端部を構造的に支持する燃料ノズルプレートに対する燃料ノズルの接合や接合部の検査が困難になる可能性がある。また、空気の流路である燃料ノズル間の空間を確保するためには、本数の増加に伴い燃料ノズルを細くする必要があるが、信頼性の観点から燃料ノズルの径には下限値が存在する。ところが、特許文献１には、上述した課題に対する対策に関しては、何ら記載されていない。
However, if the number of fuel nozzles is increased for the purpose of improving the fuel dispersibility, the distance between the fuel nozzles becomes short. As a result, the space around the fuel nozzle is narrowed, which may make it difficult to test the bonding of the fuel nozzle to the fuel nozzle plate that structurally supports the end of the fuel nozzle. Also, in order to secure the space between the fuel nozzles, which is the air flow path, it is necessary to make the fuel nozzles thinner as the number increases, but from the viewpoint of reliability, there is a lower limit for the diameter of the fuel nozzles Do. However,
本発明は上述の点に鑑みなされたもので、その目的とするところは、燃料ノズルの間隔が狭隘であっても、優れた構造強度と信頼性を有するガスタービン燃焼器を提供することである。 The present invention has been made in view of the above-mentioned point, and an object of the present invention is to provide a gas turbine combustor having excellent structural strength and reliability even if the distance between fuel nozzles is narrow. .
本発明のガスタービン燃焼器は、上記目的を達成するために、燃料と空気が供給される燃焼室と、該燃焼室の上流側に位置し、複数の空気孔が同心円の列状に形成されている空気孔プレートと、該空気孔プレートのそれぞれの空気孔の上流側に配置され、燃料を供給する複数の燃料ノズルと、該燃料ノズルを支持し、かつ、上流側から流入する燃料を前記燃料ノズルに配分する燃料ノズルプレートと、複数の前記燃料ノズルが１つの共通ベースに一体に支持された燃料ノズルユニットとを備え、前記燃料ノズルユニットは、前記燃料ノズルプレートに接合されていると共に、１つの共通ベースに一体に支持された複数の前記燃料ノズルが一列に配置されて構成され、かつ、前記燃料ノズルユニットが、前記燃料ノズルプレート上に放射状に設置されていることを特徴とする。 In order to achieve the above object, the gas turbine combustor according to the present invention has a combustion chamber to which fuel and air are supplied, and an upstream side of the combustion chamber, and a plurality of air holes are formed in concentric rows An air hole plate, a plurality of fuel nozzles arranged on the upstream side of each air hole of the air hole plate for supplying fuel, and the fuel nozzle supporting the fuel flowing from the upstream side a fuel nozzle plate to distribute the fuel nozzle, a fuel nozzle unit supported integrally plurality of said fuel nozzles to a common base, wherein the fuel nozzle unit, along with being joined to the fuel nozzle plate, A plurality of the fuel nozzles integrally supported on one common base are arranged in a line, and the fuel nozzle units are provided radially on the fuel nozzle plate. Characterized in that it is.
本発明によれば、燃料ノズルの間隔が狭隘であっても、複数の燃料ノズルと燃料ノズルを構造的に支持する共通ベースが一体となった燃料ノズルユニットを有する構造とすることで、優れた構造強度と信頼性を有する燃焼器を得ることができる。 According to the present invention, even if the distance between the fuel nozzles is narrow, the fuel nozzle and the common base for structurally supporting the fuel nozzles have an integrated fuel nozzle unit. A combustor having structural strength and reliability can be obtained.
以下、図示した実施例に基づいて本発明のガスタービン燃焼器を説明する。なお、以下に説明する各実施例において、同一構成部品には同じ符号を使用する。 Hereinafter, the gas turbine combustor of the present invention will be described based on the illustrated embodiment. In each of the embodiments described below, the same reference numerals are used for the same components.
まず、本発明のガスタービン燃焼器が採用されるガスタービンプラントの構成要素の例を、図１を用いて説明する。 First, an example of a component of a gas turbine plant in which the gas turbine combustor of the present invention is adopted will be described with reference to FIG.
該図に示す如く、ガスタービンプラント１は、大気より空気２を取り込み圧縮する圧縮機３と、この圧縮機３において圧縮した圧縮空気４と燃料５を燃焼させ、高温高圧の燃焼ガス６を生成する燃焼器７と、この燃焼器７で発生した燃焼ガス６により駆動され、燃焼ガス６のエネルギーを回転動力として取り出すガスタービン８と、このガスタービン８の回転動力を使用して発電する発電機９とから概略構成されている。
As shown in the figure, the
上述した燃焼器７は、燃料５と圧縮空気４が供給される燃焼室２２と、この燃焼室２２の上流側に位置し、複数の空気孔２０が同心円の列状に形成されている空気孔プレート１２と、この空気孔プレート１２のそれぞれの空気孔２０の上流側に配置され、燃料５を供給する複数の燃料ノズル１４と、この燃料ノズル１４を支持し、かつ、上流側から流入する燃料５を燃料ノズル１４に配分する燃料ノズルプレート１３と、燃料ノズルプレート１３を支持するエンドフランジ１０と、外筒１１及びライナ１５から構成されている。そして、圧縮機３で圧縮された圧縮空気４は、外筒１１とライナ１５の間の流路１６を通り、バーナ（点線で囲まれた部分）１７に流入する。また、圧縮空気４の一部は、ライナ１５を冷却するための冷却空気１８としてライナ１５内に流入する。
The above-described combustor 7 is a
一方、燃料５は、エンドフランジ１０の燃料供給管１９を通り燃料ノズルプレート１３に流入し、各燃料ノズル１４を通過して空気孔プレート１２に噴射される。空気孔プレート１２の空気孔２０の燃料ノズル１４側入り口においては、燃料ノズル１４から噴射された燃料５と圧縮空気４が混合され、燃料５と圧縮空気４の混合気２１は燃焼室２２に向かって噴射され、火炎２３が形成される。
On the other hand, the fuel 5 flows into the
なお、本実施例の燃焼器７は、天然ガスだけでなくコークス炉ガスや製油所オフガス、石炭ガス化ガスなどの燃料も使用できる。 In addition, not only natural gas but fuels, such as coke oven gas, refinery off-gas, and coal gasification gas, can be used for the combustor 7 of a present Example.
次に、本発明のガスタービン燃焼器の実施例１におけるバーナ１７の構造について、従来の構造と比較して説明する。
Next, the structure of the
図２は、複数の燃料ノズル１４を燃料ノズルプレート１３に対して１本ずつ接合した場合の従来のバーナ構造を示している。
FIG. 2 shows a conventional burner structure in which a plurality of
該図に示す如く、従来のバーナ構造は、１本ずつ単一部品として製作された燃料ノズル１４が、燃料ノズルプレート１３との接合面３０において、溶接等で接合された構造となっている。
As shown in the drawing, the conventional burner structure has a structure in which the
このような従来のバーナ構造では、燃料の分散性向上を目的として燃料ノズル１４の本数を増加させると、燃料ノズル１４同士の距離（間隔）が短くなる。このため、燃料ノズル１４を、燃料ノズルプレート１３に対して接合するために必要となる燃料ノズル１４同士の間隔を確保することが難しくなり、溶接棒を入れることが困難となることから、燃料ノズルプレート１３への燃料ノズル１４の接合が難しくなる。また、燃料ノズル１４の周囲の空間が狭隘になるため、燃料ノズル１４と燃料ノズルプレート１３との接合面３０を検査することが難しいものとなる。
In such a conventional burner structure, when the number of
これらの課題を解決する手段として、本発明のガスタービン燃焼器の実施例１におけるバーナ構造を図３に示す。 As means for solving these problems, the burner structure in the first embodiment of the gas turbine combustor of the present invention is shown in FIG.
該図に示す本実施例のガスタービン燃焼器は、燃料ノズルプレート１３に複数設置される燃料ノズル１４のうち、一列の直線状に設置される複数（本実施例では３個）の燃料ノズル１４と、この３個の一列に直線状に設置されている燃料ノズル１４を構造的に支持する１つの共通ベース３１とが一体となった燃料ノズルユニット４０が、燃料ノズルプレート１３に対して接合面３０で溶接等で接合された構造を特徴としている。
In the gas turbine combustor of the present embodiment shown in the figure, among the plurality of
このような本実施例の如く、複数の燃料ノズル１４と、燃料ノズル１４を構造的に支持する共通ベース３１とが一体となった燃料ノズルユニット４０を使用することで、燃料ノズルプレート１３に対する接合箇所を減少させることができる。また、燃料ノズルユニット４０に含まれる燃料ノズル１４同士の間隔は、接合のために必要となる間隔を必要としないため短くすることができる。これにより、高密度な燃料ノズル１４の配置を実現することが可能となる。
As in this embodiment, by using the
また、燃料ノズルユニット４０と、その周囲の燃料ノズルユニット４０若しくは単体の燃料ノズル１４の間隔を従来と同等にすることで、燃料ノズルユニット４０と燃料ノズルプレート１３の接合及びその接合面３０の検査を容易に実施できる。
Further, by equalizing the distance between the
なお、本実施例では、燃料ノズルユニット４０と燃料ノズルプレート１３を溶接等で接合しているが、燃料ノズル１４と燃料ノズルプレート１３の接合方法を溶接に限定するものではなく、溶接以外の接合方法も利用できる。
In the present embodiment, the
また、本実施例では、燃料ノズルユニット４０を燃料ノズルプレート１３から分離することで、容易に燃料ノズルユニット４０の検査及び交換が可能となる。
Further, in the present embodiment, by separating the
また、燃料ノズルユニット４０は、切削加工や精密鋳造、三次元積層造形等によって製作することができるが、燃料ノズルユニット４０の製作方法を、上記の方法に限定するものではなく、他の製作方法も利用できる。
Further, the
このような本実施例によれば、燃料ノズル１４同士の間隔が狭隘であっても、複数の燃料ノズル１４と燃料ノズル１４を構造的に支持する共通ベース３１が一体となった燃料ノズルユニット４０を有する構造とすることで、優れた構造強度と信頼性を有するガスタービン燃焼器を得ることができる。
According to this embodiment, even if the distance between the
なお、本実施例では、燃料ノズルプレート１３に複数設置される燃料ノズル１４のうち、一列の直線状に設置される３個の燃料ノズル１４を１つの共通ベース３１で一体としてユニット化しているが、他の部分の直線状に設置される複数の燃料ノズル１４を１つの共通ベース３１で一体としてユニット化しても構わない。この場合は、燃料ノズルユニッ４０を構成するものと構成しないものとが存在することになる。
In the present embodiment, among the plurality of
図４に、本発明のガスタービン燃焼器の実施例２におけるバーナ構造の詳細を示す。 The detail of the burner structure in Example 2 of the gas turbine combustor of this invention is shown in FIG.
該図に示す本実施例は、燃料ノズルユニット４０が、１つの共通ベース３１に一体に支持された複数の燃料ノズル１４が一列に配置されて構成され、かつ、燃料ノズルユニット４０が、燃料ノズルプレート１３上に放射状に設置されていることを特徴とする。
In this embodiment shown in the figure, the
即ち、本実施例では、燃料ノズルプレート１３上に、１つの共通ベース３１に一体に支持された複数の燃料ノズル１４が一列に配置されて放射状に設置されている燃料ノズルユニット４０は、２つの燃料ノズル１４が一列に配置されている燃料ノズルユニット４０Ａを挟んで、４つの燃料ノズル１４が一列に配置されている燃料ノズルユニット４０Ｂ及び５つの燃料ノズル１４が一列に配置されている燃料ノズルユニット４０Ｃが交互に放射状に設置され、各燃料ノズルユニット４０Ａ、４０Ｂ及び４０Ｃが、燃料ノズルプレート１３に対して接合面３０で溶接等で接合されているものである。
That is, in the present embodiment, the
このような本実施例によれば、実施例１と同様な効果が得られることは勿論、各燃料ノズル１４が一列に整列して設置されることから、圧縮空気が燃料ノズルプレート１３の外周側５０から内周側(中央)５１に向けて流れ込む際の圧力損失を低減することができる。また、本実施例では、燃料ノズル１４が一列に配置されているため、燃料ノズルユニット４０を側面からの切削加工により容易に製作することが可能である。
According to such a present embodiment, the same effect as that of the first embodiment can be obtained, and of course, since the
なお、本実施例では、１つの共通ベース３１に一体に支持された複数の燃料ノズル１４が一列に配置されて構成され、かつ、燃料ノズルユニット４０Ａ、４０Ｂ及び４０Ｃが、燃料ノズルプレート１３上に放射状に設置されてユニット化しているが、ユニット化されない燃料ノズル１４があっても構わない。この場合は、燃料ノズルユニッ４０Ａ、４０Ｂ及び４０Ｃを構成するものと構成しないものとが存在することになる。
In the present embodiment, a plurality of
図５に、本発明のガスタービン燃焼器の実施例３におけるバーナ構造の詳細を示す。 The detail of the burner structure in Example 3 of the gas turbine combustor of this invention is shown in FIG.
該図に示す本実施例は、実施例２と略同様な構成であるが、燃料ノズルユニット４０が、１つの共通ベース３１に一体に支持された複数の燃料ノズル１４の上部が、連結部材６０で連結されていることを特徴とする。
The present embodiment shown in the figure has substantially the same configuration as that of the second embodiment, but the upper portion of the plurality of
このような本実施例によれば、実施例２の効果に加えて、燃料ノズル１４の振動を抑制し、燃料ノズル１４の根元６１において発生する振動応力を低減することができる。
According to such a present Example, in addition to the effect of Example 2, the vibration of the
なお、本実施例では、燃料ノズルユニット４０が、１つの共通ベース３１に一体に支持された複数の燃料ノズル１４の上部が、連結部材６０で連結されている点が実施例２と異なるが、ユニット化されない燃料ノズル１４があっても構わない点は同様であり、この場合は、燃料ノズルユニッ４０Ａ、４０Ｂ及び４０Ｃを構成するものと構成しないものとが存在することになる。
The present embodiment is different from the second embodiment in that the upper portion of the plurality of
図６に、本発明のガスタービン燃焼器の実施例４におけるバーナ構造の詳細を示す。 The detail of the burner structure in Example 4 of the gas turbine combustor of this invention is shown in FIG.
該図に示す本実施例は、実施例２と略同様な構成であるが、燃料ノズルユニット４０が、一列に配置された複数の燃料ノズル１４を一体に支持する共通ベース３１が、流線型３２に形成されていることを特徴とする。
The present embodiment shown in the figure has substantially the same configuration as that of the second embodiment, but the
このような本実施例によれば、実施例１の効果に加えて、空気２が燃料ノズルプレート１３の外周側５０から内周側（中央）５１に向けて流れ込む際の圧力損失を低減することができる。この圧力損失の低減によって、ガスタービンの性能が向上することに加え、燃料ノズルユニット４０Ａ、４０Ｂ及び４０Ｃの燃料ノズル１４及び共通ベース３１に作用する流体力を低減することができる。
According to the present embodiment, in addition to the effects of the first embodiment, the pressure loss when the air 2 flows from the outer
また、流線型３２を有する共通ベース３１より上方に突出している燃料ノズルユニット４０Ａ、４０Ｂ及び４０Ｃに含まれる燃料ノズル１４の部分を短くすることで、燃料ノズル１４の根元６１において発生する振動応力を低減することができる。
Further, by shortening the portion of the
なお、本実施例では、燃料ノズルユニット４０が、一列に配置された複数の燃料ノズル１４を一体に支持する共通ベース３１が、流線型３２に形成されている点が実施例２と異なるが、ユニット化されない燃料ノズル１４があっても構わない点は同様であり、この場合は、燃料ノズルユニッ４０Ａ、４０Ｂ及び４０Ｃを構成するものと構成しないものとが存在することになる。
The present embodiment is different from the second embodiment in that the
図７に、本発明のガスタービン燃焼器の実施例５におけるバーナ構造の詳細を示す。 The detail of the burner structure in Example 5 of the gas turbine combustor of this invention is shown in FIG.
該図に示す本実施例は、燃料ノズルユニット４１が、複数の燃料ノズル１４が円板状の１つの共通ベース３１に円状に一体に支持されて構成され、かつ、燃料ノズルユニット４１が、燃料ノズルプレート１３上に複数個配置されていると共に、円板状の１つの共通ベース３１に円状に一体に支持された複数の燃料ノズル１４は、円板状の共通ベース３１上に、内周側及びその内周側を取り囲むよう外周側に配置された二重円となるように設置されていることを特徴とする。
In the present embodiment shown in the figure, the
そして、燃料ノズルプレート１３上に複数個配置されている燃料ノズルユニット４１Ａ、４１Ｂ、４１Ｃ、４１Ｄ、４１Ｅ、４１Ｆ及び４１Ｇは、燃料ノズルプレート１３の中心部に燃料ノズルユニット４１Ａが１つ設置され、その中心部に配置された燃料ノズルユニット４１Ａの周囲に複数個（本実施例では、４１Ｂ、４１Ｃ、４１Ｄ、４１Ｅ、４１Ｆ及び４１Ｇの６個）設置され、各燃料ノズルユニット４１Ａ、４１Ｂ、４１Ｃ、４１Ｄ、４１Ｅ、４１Ｆ及び４１Ｇが、燃料ノズルプレート１３に対して接合面３０で溶接等で接合されているものである。
A plurality of
このような本実施例によれば、各燃料ノズル１４の燃料ノズルプレート１３への接合箇所を、実施例１よりも大幅に削減することできる。これにより、燃料ノズルユニット４１Ａ、４１Ｂ、４１Ｃ、４１Ｄ、４１Ｅ、４１Ｆ及び４１Ｇに含まれる燃料ノズル１４同士の間隔を狭くでき、燃料ノズル１４を高密度に配置することが可能となる。また、接合面３０の断面係数が増加するため、接合面３０に作用する振動応力を低減することができる。更に、接合箇所が少ないため、燃料ノズルユニット４１Ａ、４１Ｂ、４１Ｃ、４１Ｄ、４１Ｅ、４１Ｆ及び４１Ｇを燃料ノズルプレート１３から分離することで、容易に燃料ノズルユニット４１Ａ、４１Ｂ、４１Ｃ、４１Ｄ、４１Ｅ、４１Ｆ及び４１Ｇの検査及び交換が可能となる。
According to such a present Example, the junction location to the
なお、本実施例では、複数の燃料ノズル１４が円板状の１つの共通ベース３１に円状に一体に支持されて構成され、かつ、燃料ノズルユニット４１Ａ、４１Ｂ、４１Ｃ、４１Ｄ、４１Ｅ、４１Ｆ及び４１Ｇが、燃料ノズルプレート１３上に複数個配置されていると共に、円板状の１つの共通ベース３１に円状に一体に支持された複数の燃料ノズル１４は、円板状の共通ベース３１上に、内周側及びその内周側を取り囲むよう外周側に配置された二重円となるように設置されてユニット化しているが、ユニット化されない燃料ノズル１４があっても構わない。この場合は、燃料ノズルユニッ４１Ａ、４１Ｂ、４１Ｃ、４１Ｄ、４１Ｅ、４１Ｆ及び４１Ｇを構成するものと構成しないものとが存在することになる。
In the present embodiment, the plurality of
図８に、本発明のガスタービン燃焼器の実施例６におけるバーナ構造の詳細を示す。 The detail of the burner structure in Example 6 of the gas turbine combustor of this invention is shown in FIG.
該図に示す本実施例は、燃料ノズルユニット４１が、複数の燃料ノズル１４が円筒状の１つの共通ベース３１Ａ及び３１Ｂに円状に一体に支持されて構成され、かつ、燃料ノズルユニット４１Ａ、４１Ｂ、４１Ｃ、４１Ｄ、４１Ｅ、４１Ｆ及び４１Ｇが、燃料ノズルプレート１３上に複数個配置されていると共に、円筒状の１つの共通ベース３１Ａ及び３１Ｂの各々に円状に一体に支持された複数の燃料ノズル１４は、円筒状の共通ベース３１Ａ及び３１Ｂの各々の上に、内周側（共通ベース３１Ａ側）及びその内周側を取り囲むよう外周側（共通ベース３１Ｂ側）に配置された二重円となるように設置されていることを特徴とする。
In this embodiment shown in the figure, the
そして、燃料ノズルプレート１３上に複数個配置されている燃料ノズルユニット４１Ａ、４１Ｂ、４１Ｃ、４１Ｄ、４１Ｅ、４１Ｆ及び４１Ｇは、燃料ノズルプレート１３の中心部に燃料ノズルユニット４１Ａが１つ設置され、その中心部に配置された燃料ノズルユニット４１Ａの周囲に複数個（本実施例では、４１Ｂ、４１Ｃ、４１Ｄ、４１Ｅ、４１Ｆ及び４１Ｇの６個）設置され、各燃料ノズルユニット４１Ａ、４１Ｂ、４１Ｃ、４１Ｄ、４１Ｅ、４１Ｆ及び４１Ｇが、燃料ノズルプレート１３に対して接合面３０で溶接等で接合されているものである。
A plurality of
このような本実施例によれば、各燃料ノズル１４の燃料ノズルプレート１３への接合箇所を、実施例１よりも大幅に削減することできる。これにより、燃料ノズルユニット４１Ａ、４１Ｂ、４１Ｃ、４１Ｄ、４１Ｅ、４１Ｆ及び４１Ｇに含まれる燃料ノズル１４同士の間隔を狭くし、燃料ノズル１４を高密度に配置することが可能となる。また、接合面３０の断面係数が増加するため、接合面３０に作用する振動応力を低減することができる。更に、接合箇所が少ないため、燃料ノズルユニット４１Ａ、４１Ｂ、４１Ｃ、４１Ｄ、４１Ｅ、４１Ｆ及び４１Ｇを燃料ノズルプレート１３から分離することで、容易に燃料ノズルユニット４１Ａ、４１Ｂ、４１Ｃ、４１Ｄ、４１Ｅ、４１Ｆ及び４１Ｇの検査及び交換が可能となる。
According to such a present Example, the junction location to the
なお、本実施例では、複数の燃料ノズル１４が円筒状の１つの共通ベース３１Ａ及び３１Ｂに円状に一体に支持されて構成され、かつ、燃料ノズルユニット４１Ａ、４１Ｂ、４１Ｃ、４１Ｄ、４１Ｅ、４１Ｆ及び４１Ｇが、燃料ノズルプレート１３Ａ及び３１Ｂの各々の上に複数個配置されていると共に、円筒状の１つの共通ベース３１Ａ及び３１Ｂに円状に一体に支持された複数の燃料ノズル１４は、円筒状の共通ベース３１Ａ及び３１Ｂの各々の上に、内周側及びその内周側を取り囲むよう外周側に配置された二重円となるように設置されてユニット化しているが、ユニット化されない燃料ノズル１４があっても構わない。この場合は、燃料ノズルユニッ４１Ａ、４１Ｂ、４１Ｃ、４１Ｄ、４１Ｅ、４１Ｆ及び４１Ｇを構成するものと構成しないものとが存在することになる。
In the present embodiment, the plurality of
図９に、本発明のガスタービン燃焼器の実施例７におけるバーナ構造の詳細を示す。 The detail of the burner structure in Example 7 of the gas turbine combustor of this invention is shown in FIG.
該図は、複数の燃料ノズル１４と燃料ノズル１４を構造的に支持する共通ベース３１（又は３１Ａ及び３１Ｂ）が一体となった燃料ノズルユニット４０（又は４１）が、燃料ノズルプレート１３に対して接合面３０で接合された様子を示している。
The figure shows that a fuel nozzle unit 40 (or 41) in which a plurality of
そして、本実施例では、燃料ノズルユニット４（又は４１）の共通ベース３１（又は３１Ａ及び３１Ｂ）に共通燃料流路９０が形成され、この共通燃料流路９０と燃料ノズルユニット４０（又は４１）を構成する燃料ノズル１４内に形成されている燃料流路９１とが連結されていることを特徴とする。
Then, in the present embodiment, the common
上述した共通燃料流路９０は、燃料系統接続流路９２を介して燃料ノズルプレート１３の内部の燃料供給流路９３に接続されており、燃料ノズルプレート１３には燃料系統毎に複数の燃料供給流路９３が存在し、燃料系統接続流路９２によって接続される燃料供給流路９３を選択することができる。
The common
このような本実施例によれば、燃料ノズルユニット４０（又は４１）に接続する燃料系統の自由度を高めることができ、設計の自由度が高くなる。また、従来の構造では、燃料ノズル１４毎に燃料系統接続流路９２を加工し、燃料ノズル１４の燃料流路９１と燃料供給流路９３を接続する必要があったため、燃料ノズルプレート１３の構造が非常に複雑であったが、本実施例では、燃料ノズルユニット４０（又は４１）の共通ベース３１（又は３１Ａ及び３１Ｂ）に燃料分配機能を持たせることで、燃料ノズルプレート１３の構造を簡易化できる。
According to such a present Example, the freedom degree of the fuel system connected to the fuel nozzle unit 40 (or 41) can be raised, and the design freedom becomes high. Further, in the conventional structure, it is necessary to process the fuel system
なお、本発明は上記した実施例に限定されるものではなく、様々な変形例が含まれる。すなわち、上記した実施例は本発明を分かりやすく説明するために詳細に説明したものであり、必ずしも説明した全ての構成を備えるものに限定されるものではない。また、ある実施例の構成の一部を他の実施例の構成に置き換えることが可能であり、また、ある実施例の構成に他の実施例の構成を加えることも可能である。また、各実施例の構成の一部について、他の構成の追加・削除・置換をすることが可能である。 The present invention is not limited to the embodiments described above, but includes various modifications. That is, the above-described embodiments are described in detail in order to explain the present invention in an easy-to-understand manner, and are not necessarily limited to those having all the configurations described. Also, part of the configuration of one embodiment can be replaced with the configuration of another embodiment, and the configuration of another embodiment can be added to the configuration of one embodiment. In addition, with respect to a part of the configuration of each embodiment, it is possible to add, delete, and replace other configurations.
１…ガスタービンプラント、２…空気、３…圧縮機、４…圧縮空気、５…燃料、６…燃焼ガス、７…燃焼器、８…ガスタービン、９…発電機、１０…エンドフランジ、１１…外筒、１２…空気孔プレート、１３…燃料ノズルプレート、１４…燃料ノズル、１５…ライナ、１６…外筒とライナの間の流路、１７…バーナ、１８…冷却空気、１９…燃料供給管、２０…空気孔プレートの空気孔、２１…燃料と圧縮機の混合気、２２…燃焼室、２３…火炎、３０…接合面、３１、３１Ａ、３１Ｂ…共通ベース、３２…共通ベースの流線型、４０、４０Ａ、４０Ｂ、４０Ｃ、４１、４１Ａ、４１Ｂ、４１Ｃ、４１Ｄ、４１Ｅ、４１Ｆ、４１Ｇ…燃料ノズルユニット、５０…燃料ノズルプレートの外周側、５１…燃料ノズルプレートの内周側、６０…連結部材、６１…燃料ノズルの根元、９０…共通燃料流路、９１…燃料流路、９２…燃料系統接続流路、９３…燃料供給流路。
DESCRIPTION OF
Claims (11)
前記燃料ノズルユニットは、前記燃料ノズルプレートに接合されていると共に、１つの共通ベースに一体に支持された複数の前記燃料ノズルが一列に配置されて構成され、かつ、前記燃料ノズルユニットが、前記燃料ノズルプレート上に放射状に設置されていることを特徴とするガスタービン燃焼器。 A 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 formed in a row of concentric circles, and air holes of each air hole plate of the air hole plate A plurality of fuel nozzles disposed upstream to supply fuel, a fuel nozzle plate supporting the fuel nozzles and distributing the fuel flowing from the upstream to the fuel nozzles, and the plurality of fuel nozzles And a fuel nozzle unit integrally supported on one common base,
The fuel nozzle unit is joined to the fuel nozzle plate, and a plurality of the fuel nozzles integrally supported on one common base are arranged in a row, and the fuel nozzle unit is configured to A gas turbine combustor characterized by being radially installed on a fuel nozzle plate .
前記燃料ノズルユニットは、１つの前記共通ベースに一体に支持された複数の前記燃料ノズルの上部が、連結部材で連結されている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 fuel nozzle unit is characterized in that upper portions of the plurality of fuel nozzles integrally supported by one common base are connected by a connecting member.
前記燃料ノズルユニットは、一列に配置された複数の前記燃料ノズルを一体に支持する前記共通ベースが、流線型に形成されている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 .
A gas turbine combustor, wherein the common nozzle base integrally supporting the plurality of fuel nozzles arranged in a row is formed in a streamlined manner.
前記燃料ノズルプレート上に、１つの共通ベースに一体に支持された複数の前記燃料ノズルが一列に配置されて放射状に設置されている前記燃料ノズルユニットは、２つの前記燃料ノズルが一列に配置されている燃料ノズルユニットを挟んで、４つの前記燃料ノズルが一列に配置されている燃料ノズルユニット及び５つの前記燃料ノズルが一列に配置されている燃料ノズルユニットが交互に放射状に設置されていることを特徴とするガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to any one of claims 1 to 3 .
The fuel nozzle unit has a plurality of fuel nozzles integrally supported on a common base and arranged in a row on the fuel nozzle plate, and the two fuel nozzles are arranged in a row The fuel nozzle unit in which the four fuel nozzles are arranged in a row and the fuel nozzle unit in which the five fuel nozzles are arranged in a row are alternately arranged radially across the fuel nozzle unit. A gas turbine combustor characterized by
前記燃料ノズルユニットは、前記燃料ノズルプレートに接合されていると共に、複数の前記燃料ノズルが円板状の１つの前記共通ベースに円状に一体に支持されて構成され、かつ、前記燃料ノズルユニットが、前記燃料ノズルプレート上に複数個配置され、
前記燃料ノズルプレート上に複数個配置されている前記燃料ノズルユニットは、前記燃料ノズルプレートの中心部に１つ設置され、その中心部に配置された前記燃料ノズルユニットの周囲に複数個設置されていることを特徴とするガスタービン燃焼器。 A 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 formed in a row of concentric circles, and air holes of each air hole plate of the air hole plate A plurality of fuel nozzles disposed upstream to supply fuel, a fuel nozzle plate supporting the fuel nozzles and distributing the fuel flowing from the upstream to the fuel nozzles, and the plurality of fuel nozzles And a fuel nozzle unit integrally supported on one common base ,
The fuel nozzle unit is joined to the fuel nozzle plate, and a plurality of the fuel nozzles are integrally supported in a circular shape on one common base of the disk shape, and the fuel nozzle unit Are arranged on the fuel nozzle plate ,
A plurality of the fuel nozzle units disposed on the fuel nozzle plate is disposed at a central portion of the fuel nozzle plate, and a plurality of fuel nozzle units disposed on the periphery of the fuel nozzle unit disposed at the central portion gas turbine combustor, characterized in that there.
円板状の１つの前記共通ベースに円状に一体に支持された複数の前記燃料ノズルは、円板状の前記共通ベース上に、内周側及びその内周側を取り囲むよう外周側に配置された二重円となるように設置されていることを特徴とするガスタービン燃焼器。 In the gas turbine combustor according to claim 5 ,
The plurality of fuel nozzles integrally supported in a circular shape on a single disk-like common base are disposed on the disk-like common base on an outer circumferential side so as to surround the inner circumferential side and the inner circumferential side A gas turbine combustor characterized in that it is installed to be a double circle.
前記燃料ノズルユニットは、前記燃料ノズルプレートに接合されていると共に、複数の前記燃料ノズルが円筒状の１つの前記共通ベースに円状に一体に支持されて構成され、かつ、前記燃料ノズルユニットが、前記燃料ノズルプレート上に複数個配置され、
前記燃料ノズルプレート上に複数個配置されている前記燃料ノズルユニットは、前記燃料ノズルプレートの中心部に１つ設置され、その中心部に配置された前記燃料ノズルユニットの周囲に複数個設置されていることを特徴とするガスタービン燃焼器。 A 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 formed in a row of concentric circles, and air holes of each air hole plate of the air hole plate A plurality of fuel nozzles disposed upstream to supply fuel, a fuel nozzle plate supporting the fuel nozzles and distributing the fuel flowing from the upstream to the fuel nozzles, and the plurality of fuel nozzles And a fuel nozzle unit integrally supported on one common base ,
The fuel nozzle unit is joined to the fuel nozzle plate, and a plurality of the fuel nozzles are integrally supported in a circular shape on one cylindrical common base, and the fuel nozzle unit A plurality of fuel nozzles disposed on the fuel nozzle plate;
A plurality of the fuel nozzle units disposed on the fuel nozzle plate is disposed at a central portion of the fuel nozzle plate, and a plurality of fuel nozzle units disposed on the periphery of the fuel nozzle unit disposed at the central portion gas turbine combustor, characterized in that there.
円筒状の１つの前記共通ベースに円状に一体に支持された複数の前記燃料ノズルは、円筒状の前記共通ベース上に、内周側及びその内周側を取り囲むよう外周側に配置された二重円となるように設置されていることを特徴とするガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to claim 7 .
The plurality of fuel nozzles integrally supported in a circular shape on one cylindrical common base is disposed on the cylindrical common base on the outer peripheral side so as to surround the inner peripheral side and the inner peripheral side. A gas turbine combustor characterized by being installed so as to form a double circle.
複数の前記燃料ノズルは、全てが前記燃料ノズルユニットを構成するか、或いは前記燃料ノズルユニットを構成するものと構成しないものとが存在することを特徴とするガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to any one of claims 1 to 8 ,
A gas turbine combustor characterized in that all of the plurality of fuel nozzles constitute the fuel nozzle unit or those constituting or not constituting the fuel nozzle unit.
前記燃料ノズルユニットは、前記燃料ノズルプレートに溶接接合されていることを特徴とするガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to any one of claims 1 to 9 ,
A gas turbine combustor, wherein the fuel nozzle unit is welded to the fuel nozzle plate.
前記共通ベースに共通燃料流路が形成され、かつ、この共通燃料流路と前記燃料ノズルユニットを構成する複数の前記燃料ノズル内に形成されている燃料流路とが連結されていることを特徴とするガスタービン燃焼器。 A gas turbine combustor according to any one of claims 1 to 10 ,
A common fuel flow channel is formed in the common base, and the common fuel flow channel is connected to the fuel flow channels formed in the plurality of fuel nozzles constituting the fuel nozzle unit. Gas turbine combustor with.
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| JP5188238B2 (en) * | 2007-04-26 | 2013-04-24 | 株式会社日立製作所 | Combustion apparatus and burner combustion method |
| US8205452B2 (en) * | 2009-02-02 | 2012-06-26 | General Electric Company | Apparatus for fuel injection in a turbine engine |
| JP5438727B2 (en) * | 2011-07-27 | 2014-03-12 | 株式会社日立製作所 | Combustor, burner and gas turbine |
| DE102012216080A1 (en) * | 2012-08-17 | 2014-02-20 | Dürr Systems GmbH | burner |
-
2015
- 2015-07-01 JP JP2015132432A patent/JP6535525B2/en active Active
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2763436C1 (en) * | 2020-03-31 | 2021-12-29 | Мицубиси Пауэр, Лтд. | Combustion chamber of a gas turbine and method for manufacturing a burner part |
| RU2766382C1 (en) * | 2020-03-31 | 2022-03-15 | Мицубиси Пауэр, Лтд. | Combustion chamber of a gas turbine and method for manufacturing a fuel nozzle |
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