JP6840458B2 - 一体式液体蒸発器を備えた予混合ノズル - Google Patents

Description

本出願及び結果として得られる特許は、全体的に、ガスタービンエンジンに関し、より詳細には、全体の水消費量の低減及び熱効率の改善のための一体式液体蒸発器を備えた燃料ガス予混合ノズルに関する。

ガスタービンエンジンの運転効率及び全体の出力は、一般に、高温燃焼ガスストリームの温度が上昇するにつれて高くなる。しかしながら、高温燃焼ガスストリームの温度は、高レベルの窒素酸化物（ＮＯｘ）を生成する可能性がある。このようなエミッションは、米国においては連邦及び州規制の両方の適用対象となり、また、海外の同様の規制の対象となる可能性がある。従って、高効率で高温領域においてガスタービンエンジンを運転させる利点と、窒素酸化物及び他のタイプの規制エミッションの出力が指定レベルを十分に下回るのを確保することとの間で平衡をとる必要がある。更に、負荷レベルの変化、周囲条件の変化、及び他のタイプの動作パラメータもまた、ガスタービンエンジン全体の効率及びエミッションに有意な影響を及ぼす可能性がある。

乾式低ＮＯｘ（ＤＬＮ）燃焼器を用いたもののような既知のガスタービンエンジン設計の幾つかのタイプは、一般に、反応又は燃焼ゾーンの上流側で燃料流と空気流とを予混合して、複数の予混合燃料ノズルを介してＮＯｘエミッションを低減している。このような予混合は、ピーク火炎温度を低下させ、従って、ＮＯｘエミッションを低減する傾向がある。

燃料のフレキシブル（柔軟）性及び発電システムの可用性のために、低エミッションガスタービンは、ガス予混合器に加えて、液体燃料を２次燃料又は予備燃料として噴射するシステムを備える場合が多い。液体燃料噴射装置は、ガス予混合器の中心に取り付けることができる。液体燃料は、燃焼前に蒸発して空気と十分に予混合されない可能性があるので、火炎温度及び結果として生じるＮＯｘエミッションを低減するように、大量の水が燃焼ゾーン内に注入される場合がある。従って、このような液体燃料を用いて運転するときには、高価で相当量の水が必要となる可能性がある。その上、水の注入は、ガスタービンの全体効率を低下させる恐れがある。

従って、二元燃料予混合ノズルの改善に対する要求がある。このような予混合ノズルは、ガスタービンの熱効率及び発電を維持しながら、全体の水消費量を低減して液体燃料のような２次燃料に対応することができる。

米国特許第７，１４０，５６０号明細書

従って、本出願及び結果として得られる特許は、１次燃料と２次燃料を用いたガスタービンエンジン用の燃料ノズルを提供する。燃料ノズルは、１次燃料のための複数の１次燃料噴射ポートと、水通路と、複数の２次燃料噴射ポートと、２次燃料を噴霧化するための２次燃料蒸発器システムと、を含むことができる。

本出願及び結果として得られる特許は更に、１次燃料又は２次燃料の何れかに基づいてガスタービンエンジンの燃料ノズルを作動させる方法を提供する。本方法は、１次燃料の流れを提供するステップと、２次燃料の流れを提供するステップと、２次燃料を噴霧器に流すステップと、２次燃料を噴霧化するステップと、該噴霧化された２次燃料を燃焼させるステップと、を含むことができる。

本出願及び結果として得られる特許は更に、天然ガス及び／又は液体燃料を用いたガスタービンエンジン用の燃料ノズルを提供する。燃料ノズルは、天然ガスのための複数の天然ガス噴射ポートを備えた複数のスワールベーンと、水通路と、複数の液体燃料噴射ポートと、液体燃料を噴霧化するための液体燃料噴霧器と、を含むことができる。

本出願及び結果として得られる特許のこれら及び他の特徴並びに改善点は、図面及び請求項を参照しながら以下の好ましい実施形態の詳細な説明を精査することによって当業者には明らかになるであろう。

圧縮機、燃焼器、タービン、及び負荷を示したガスタービンエンジンの概略図。 図１のガスタービンエンジンと共に用いることができる燃焼器の概略図。 本明細書で記載される予混合燃料ノズルの断面図。 図３の予混合ノズルと共に用いることができるパイロット燃料先端の部分断面図。 図３の予混合ノズルと共に用いることができる液体燃料噴射装置の断面図。

ここで、幾つかの図全体を通して同様の参照符号が同様の要素を表す図面を参照すると、図１は、本明細書で使用することができるガスタービンエンジン１０の概略図を示す。ガスタービンエンジン１０は、圧縮機１５を含むことができる。圧縮機１５は、流入する空気２０の流れを圧縮する。圧縮機１５は、圧縮された空気２０の流れを燃焼器２５に供給する。燃焼器２５は、圧縮された空気２０の流れを加圧された燃料３０の流れと混合して、混合気を点火させ、燃焼ガス３５の流れを生成する。単一の燃焼器２５のみが図示されているが、ガスタービンエンジン１０は、円周方向アレイ又は他の方式で配列されたあらゆる数の燃焼器２５を含むことができる。燃焼ガス３５の流れは、タービン４０に供給される。燃焼ガス３５の流れは、タービン４０を駆動して機械的仕事を産出するようにする。タービン４０にて産出された機械的仕事は、シャフト４５を介して圧縮機１５と、発電機及び同様のものなどの外部負荷５０とを駆動する。

ガスタービンエンジン１０は、天然ガス、液体燃料、種々のタイプのシンガス、及び／又は他のタイプの燃料及びその配合物を用いることができる。ガスタービンエンジン１０は、限定ではないが、７又は９シリーズ高出力ガスタービンエンジン及び同様のものなどを含む、米国ニューヨーク州スケネクタディ所在のＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｃｏｍｐａｎｙにより提供される複数の様々なガスタービンエンジンのうちの何れかとすることができる。ガスタービンエンジン１０は、異なる構成を有することができ、他のタイプの構成要素を用いることもできる。他のタイプのガスタービンエンジンも本明細書で使用することができる。複数のガスタービンエンジン、他のタイプのタービン、及び他のタイプの発電設備も本明細書で共に用いることができる。

図２は、上述のガスタービンエンジン１０及び同様のものと共に用いることができる燃焼器２５の１つの実施例の概略図を示す。燃焼器２５は、ヘッド端部にて端部カバー５２からタービン４０の周りの後端にて移行部品５４まで延在することができる。複数の燃料ノズル２５は、端部カバー５２の周りに位置付けることができる。ライナ５８は、燃料ノズル５６から移行部品５４まで延在することができ、ここに燃焼ゾーン６０を定めることができる。ライナ５８は、流れスリーブ６２により囲むことができる。ライナ５８及び流れスリーブ６２は、圧縮機１５からの空気２０の流れ又はその他のためにこれらの間に流路６４を定めることができる。外側ケーシング６６は、部分的に流れスリーブ６２を囲むことができる。あらゆる数の燃焼器２５を円周方向アレイ又は他の方式で本明細書で用いることができる。上述のように、空気２０の流れと燃料３０の流れとが燃焼器２５において点火され、燃焼ガス３５の流れを生成することができる。本明細書で記載される燃焼器２５は、単に例証を目的としている。また、他のタイプの構成要素及び他の構成を有する燃焼器を本明細書で使用してもよい。

図３〜５は、本明細書で記載される予混合燃料ノズル１００の１つの実施例を示す。予混合燃料ノズル１００は、燃焼器２５及び同様のものと共に用いることができる。燃焼器２５は、あらゆる数の予混合燃料ノズル１００をあらゆる構成で用いることができる。

一般的に説明されるように、予混合燃料ノズル１００は、外側環状シュラウド１１０を含むことができる。外側環状シュラウド１１０は、その上流側端部上の空気入口１２０から延びることができ、その下流側端部にて燃焼ゾーン６０の周りで終端することができる。外側環状シュラウド１１０は、内側環状壁又はハブ１３０を囲むことができる。ハブ１３０は、その上流側端部にてガス燃料ノズルフランジ１４０から延びることができ、外側環状シュラウド１１０の端部の上流側で終端することができる。外側環状シュラウド１１０及びハブ１３０は、これらの間に予混合チャンバ１５０を定めることができる。予混合チャンバ１５０は、圧縮機１５又は他の場所からの空気２０の流れと連通することができる。複数のスワールベーン１６０もまた、ハブ１３０から外側環状シュラウド１００に又はその周りに延びることができる。スワールベーン１６０は、あらゆる好適なサイズ、形状、又は構成を有することができる。スワールベーン１６０の周りに、複数の燃料噴射ポート１７０を位置付けることができる。燃料噴射ポート１７０は、燃料３０の流れと連通することができる。従って、燃料噴射ポート１７０を有するスワールベーン１６０は、燃料／空気混合と予混合された火炎安定性とを提供する。この実施例において、燃料３０の流れは、天然ガスの流れとすることができる。他のタイプの燃料を本明細書で用いることもできる。空気２０の流れと燃料３０の流れは、スワールベーン１６０の下流側の予混合チャンバ１５０内で混合が始まり、燃焼ゾーン６０内に流れることができる。他の構成要素及び他の構成を本明細書で用いることもできる。

予混合燃料ノズル１００はまた、異なるタイプの流体の流れのために個別の環状通路を定める複数の同心管体を含むことができる。同心管体は、あらゆる好適なサイズ、形状、又は構成を有することができる。天然ガスのような１次燃料の流れのためのガス通路１８０は、ガス燃料ノズルフランジ１４０からスワールベーン１６０の周りの燃料噴射ポート１７０に延びることができる。パイロット空気通路１９０は、パイロット空気取入口２００からハブ１３０を通って下流側のパイロット先端２１０まで延びることができる。同様に、パイロット液体燃料通路２２０は、パイロット液体燃料取入口２３０からパイロット先端２１０まで延びることができる。図４に示すように、パイロット先端２１０は、パイロットスワーラ２４０を含むことができる。パイロットスワーラ２４０は、パイロット空気通路１９０を通るパイロット空気の流れと、パイロット液体燃料通路２２０を通るパイロット液体燃料の流れとの良好な混合を提供することができる。パイロットスワーラ２４０はまた、ガスの燃焼時のパイロット先端２１０に対する熱保護、パイロット燃料の改善された噴霧化、及び火炎安定性を提供する。パイロット液体燃料通路２２０はまた、他のタイプの流体の流れにも用いることができる。例えば、水及び／又は他のタイプの流体の流れを本明細書で使用することができる。また、他の通路を本明細書で使用してもよい。他の構成要素及び他の構成を本明細書で使用することができる。

予混合燃料ノズル１００はまた、液体燃料システム２５０を含むことができる。液体燃料システム２５０は、蒸留物、バイオディーゼル、エタノール、及び同様のものなどの２次燃料の流れを提供することができる。液体燃料システム２５０は、液体燃料通路２６０を含むことができる。液体燃料通路２６０は、予混合液体燃料取入口２７０から複数の予混合燃料噴射装置２８０に延びることができる。この実施例において、６つの予混合燃料噴射装置２８０が図示されているが、任意の数を本明細書で使用することができる。予混合燃料噴射装置２８０は、図示のように単一の平面内に整列することができ、及び／又は交互構成であってもよい。

予混合燃料噴射装置２８０の各々は、液体燃料噴霧器２９０とすることができる。図５に示すように、各液体燃料噴霧器２９０は、外側ジャケット３１０内に位置付けられる内側スワーラ３００を含むことができる。内側スワーラ３００は、上側フランジ３３０につながる下側ステム３２０を含むことができる。複数のスロット３４０を上側フランジ３３０内に位置付けることができる。スロット３４０は、角度を付けることができる。任意の数のスロット３４０を用いることができる。従って、予混合液体燃料の流れは、予混合液体燃料通路２６０を通って流れることができる。上側ジャケット３１０は、狭窄オフィス３５０を含むことができる。予混合液体燃料は、内側スワーラ３００の上側フランジ３３０のスロット３４０を通って流れるときに加速されて噴霧化することができる。次いで、燃料の流れは、空気２０の流れと混合させるために、狭窄オリフィス３５０を通って予混合チャンバ１５０内に入るときに再度加速することができる。予混合液体燃料噴射装置２８０は、スワールベーン１６０の下流側のハブ１３０の周りに配置され、予混合燃料ノズル１００全体の空力特性を減衰させることを回避し、又はガス燃料／空気混合気プロファイルが変形することによりガス燃料で作動したときの作動性及び／又はエミッションコンプライアンスを損なうことを回避することができる。

使用時には、予混合燃料ノズル１００は、ガス通路１８０及びスワールベーン１６０の燃料噴射ポート１７０を介した天然ガスのような燃料３０の流れと、空気入口１２０を介した圧縮機１５又はその他からの空気２０の流れとを混合させる。これらの流れは、スワールベーン１６０の下流側で旋回されて予混合チャンバ１５０内で混合された後、燃焼ゾーン６０内で点火することができる。同様に、パイロット液体燃料の流れは、液体燃料に基づいてタービンを始動させて全シャフト速度まで加速するため及び低部分負荷運転のため着火速度で用いることができる。パイロット液体燃料は、直接燃料噴射の拡散火炎とすることができる。或いは、水又は他のタイプの流体の流れがパイロット液体燃料通路２２０又はその他を通過することもできる。水流は、液体燃料に基づいて作動するときに必要に応じて追加のエミッション制御を提供することができる。

予混合燃料ノズル１００はまた、液体燃料噴霧器２９０を備えた液体燃料システム２５０を提供し、液体燃料を蒸発させて該液体燃料蒸気と空気２０の流れとの混合を行う能力を改善するようにする。従って、予混合燃料ノズル１００は、堅牢な点火、全速無負荷状態までの加速、並びに部分負荷運転のためパイロット先端２１０での又は予混合液体燃料噴射装置２８０を介した噴射を組み込んだ２段階液体システムを提供する。更に、予混合液体燃料噴射装置２８０は、エミッションコンプライアンスが要求される場合の負荷状態で用いることができる。

予混合燃料ノズル１００はまた、ガス熱効率を改善しながら、全体の水消費量を低減することができる。液体燃料噴霧器２９０は、流れを噴霧化して、下流側燃焼ゾーン６０におけるピーク燃料／空気比及び温度を低減することができる。この低減により、水噴射の必要性を軽減することができる。具体的には、液体燃料噴霧器２９０を介して液体燃料を蒸発させることにより、ガス燃料に基づいて作動するときにエミッションパラメータ内に維持しながら、水の全体需要を低減することができる。その上、過剰な水噴射の必要性を回避すると共に、水のコストが削減されることにより、全体の保守コストを低減することができる。従って、全体の水システムのサイズ及び複雑さを低減することができる。更に、必要に応じてパイロット燃料の流れと水の流れの両方にパイロット液体燃料通路２２０を用いることにより、コスト低減が可能となる。ＮＯｘエミッションを更に低減することが必要とされる場合には、パイロット水噴射が使用されることになる。更に、パイロット水噴射は、例えば、典型的な高い規制限度の代わりに、２５ｐｐｍ限度に適合させるために用いることができる。

具体的には、パイロットは、オイルに基づいて始動するときの着火速度で点火可能なスプレーを形成するため、及びガスから液体への初期燃料移行において用いることができる。パイロットは、ガスタービンがパイロットを用いることにより「スピンニングリザーブ」（最小可能負荷）で排他的に作動できるようになるサイズにされる。エミッション規制は、一般に、全負荷の約５０パーセント（％）未満のコンプライアンスを必要としない。より高い負荷になり、予混合火炎が安定であるのに十分に燃焼器入口条件（圧力及び温度）が高くなると、パイロットオイル回路を遮断して、水でフラッシングして、オイルの全てが除去されるのを確実にすることができる。このフラッシュにより、そうでない場合に信頼性に影響を及ぼすことになる残留オイルの熱的破壊及びノズル閉塞が防止される。局所的規制が、水噴射による追加のＮＯｘ抑制が必要となるようなものである場合には、パイロット回路を介して遙かに少ない量の水を直接噴射することができる。これらの環境下で全負荷遮断（発電機ブレーカが切れたときの数百メガワットの電力低下）を必要とするタービン又はグリッド網に関する問題が存在する場合には、ガスタービンが瞬時に全速無負荷状態に達するので、水を遮断してパイロットを再開する時間はない。シャフトの過速度を回避するため燃料流量を迅速に低減しなければならず、更に、燃焼システムは、急速回復及び再負荷を可能にするよう着火を維持すべきである。この手続きは、中央主液体回路に対して負荷遮断することになる。パイロット水もまた、負荷遮断のため遮断されることになる。

上記のことは、本出願及びその結果として得られる特許の特定の実施形態にのみに関連している点を理解されたい。添付の請求項及びその均等物によって定義される本発明の全体的な技術的思想及び範囲から逸脱することなく、当業者であれば多くの変更及び修正を本明細書において行うことができる。

１０ ガスタービンエンジン
１５ 圧縮機
２０ 空気
２５ 燃焼器
３０ 燃料
３５ 燃焼ガス
４０ タービン
４５ シャフト
５０ 負荷
５２ 端部カバー
５４ 移行部品
５６ 燃料ノズル
５８ ライナ
６０ 燃焼ゾーン
６２ 流れスリーブ
６４ 流路
６６ ケーシング
１００ 予混合燃料ノズル
１１０ 環状シュラウド
１２０ 空気入口
１３０ ハブ
１４０ ノズルフランジ
１５０ 予混合チャンバ
１６０ スワールベーン
１７０ 噴射ポート
１８０ ガス通路
１９０ 空気通路
２００ 空気取入口
２１０ パイロット先端
２２０ 液体燃料通路
２３０ 液体燃料取入口
２４０ パイロットスワーラ
２５０ 液体燃料蒸発システム
２６０ 液体燃料通路
２７０ 予混合液体燃料取入口
２８０ 予混合燃料噴射装置
２９０ 液体燃料噴霧器
３００ 内側スワーラ
３１０ 外側ジャケット
３２０ ステム
３３０ フランジ
３４０ スロット
３５０ オリフィス

Claims (11)

1. １次燃料と２次燃料を用いたガスタービンエンジン（１０）用の燃料ノズル（１００）であって、当該燃料ノズルが、
   当該燃料ノズルの長手方向軸を囲む内側環状壁（１３０）であって、前記長手方向軸に沿って延在する内側環状壁（１３０）と、
   前記内側環状壁の少なくとも一部を囲む外側環状シュラウド（１１０）であって、前記長手方向軸に沿って延在する外側環状シュラウド（１１０）と、
   前記内側環状壁と前記外側環状シュラウドとの間に画成される予混合チャンバ（１５０）と、
   前記１次燃料のための複数の１次燃料噴射ポート（１７０）であって、前記予混合チャンバと流体連通した複数の１次燃料噴射ポート（１７０）と、
   前記長手方向軸に沿って配置された水通路（２２０）と、
   前記２次燃料を噴霧化するための２次燃料蒸発器システムであって、前記内側環状壁内に配置された複数の噴霧器（２９０）を備える２次燃料蒸発器システムと
   を備えており、前記複数の噴霧器（２９０）の各々が、前記長手方向軸から半径方向外側に延在しているとともに、前記予混合チャンバに隣接しかつ前記予混合チャンバよりも半径方向内側に位置しており、
   前記水通路（２２０）がパイロット液体燃料通路（２２０）を含んでいて、該パイロット液体燃料通路（２２０）が、前記長手方向軸に沿ってパイロット先端（２１０）まで延びる、燃料ノズル（１００）。
2. 前記複数の１次燃料噴射ポート（１７０）が配置された複数のスワールベーン（１６０）を更に備える、請求項１に記載の燃料ノズル（１００）。
3. 前記複数のスワールベーン（１６０）が、前記予混合チャンバ（１５０）の周りに配置されている、請求項２に記載の燃料ノズル（１００）。
4. 前記１次燃料が、天然ガスの流れを含む、請求項１乃至請求項３のいずれか１項に記載の燃料ノズル（１００）。
5. 前記パイロット先端（２１０）が、その周りにパイロットスワーラ（２４０）を含む、請求項１乃至請求項４のいずれか１項に記載の燃料ノズル（１００）。
6. 前記長手方向軸に沿って延在しかつ前記複数の噴霧器（２８０）と流体連通した２次燃料通路（２６０）を更に備える、請求項１乃至請求項５のいずれか１項に記載の燃料ノズル（１００）。
7. 前記２次燃料が、液体燃料の流れを含む、請求項６に記載の燃料ノズル（１００）。
8. 前記複数の噴霧器（２９０）の各々が、噴霧器スワーラ（３００）を含む、請求項１乃至請求項７のいずれか１項に記載の燃料ノズル（１００）。
9. 前記噴霧器スワーラ（３００）が、ステム（３２０）及びフランジ（３３０）を含む、請求項８に記載の燃料ノズル（１００）。
10. 前記噴霧器スワーラ（３００）が、複数のスロット（３４０）を含む、請求項８又は請求項９に記載の燃料ノズル（１００）。
11. 前記複数の噴霧器（２９０）の各々が、オリフィス（３５０）を備えたジャケット（３１０）を含んでおり、前記噴霧器スワーラ（３００）が前記ジャケット（３１０）内に配置されており、前記ジャケットの半径方向外側端部が、前記内側環状壁（１３０）の半径方向外側表面と面一であり、前記噴霧器スワーラの半径方向外側端部が前記内側環状壁（１３０）の半径方向外側表面よりも半径方向内側に位置している、請求項８乃至請求項１０のいずれか１項に記載の燃料ノズル（１００）。