JP7298095B2 - ガスタービンの予混合管構造 - Google Patents

Description

この発明は、ガスタービンの予混合式燃焼器に配される予混合管の構造に関する。

空気雰囲気中に燃焼ガスを噴射する拡散燃焼では、燃焼ガスと空気とが十分に混合せずに高い濃度の状態で燃焼が行われるため燃焼温度が高くなって、ＮＯｘ（窒素酸化物）の排出濃度が高くなる。そこで、水蒸気あるいは水を燃焼領域に噴射して燃焼温度を下げることでＮＯｘ濃度の低減が図られる。
しかし、燃料の供給量に対して多くの水量が必要とされ、ガスタービンプラントの効率を低下させてしまう虞がある。

このため、水蒸気や水を噴射することなく低ＮＯｘを排出できるようにする希釈予混合燃焼が採用される。希釈予混合燃焼は、燃焼ガスを空気と混合させて、低い濃度に希釈された混合ガスを燃焼領域に供給して、燃焼を行わせている。この予混合気の燃焼温度は低くなるため、ＮＯｘの生成が抑制されて濃度の低いＮＯｘを排出する。

この種の希釈予混合燃焼の混合効率を高めるために、例えば、特許文献１には、希薄な混合気で安定した燃焼を可能とし、窒素酸化物の排出を低減し得るガスタービン燃焼器として、ライナに所定量挿入されて配された予蒸発予混合管の先端から所定位置の周囲に燃焼ガス供給孔が周方向に複数開口形成された構造が提案されている。
また、特許文献２には、予混合管の周壁面の孔から燃焼器内に流入した空気は燃焼器内で軸方向流を取り巻く旋回流を作り、火炎は燃焼器の頂部から離れた位置に保持されるようになされた構造が提案されている。
また、特許文献３には、外筒体の内部に、燃焼筒と、予混合管の上部周壁内の貫通筒状の内壁との間の隙間に旋回流を生じさせる孔を備えた上部周壁と下部周壁とから構成される予混合管を有し、内壁の頂部中央には第１圧力噴射ノズルが、下部周壁には５個の第２圧力噴射ノズルが等角度間隔で配置される。各第２圧力噴射ノズルから中心に向けて噴射された燃料は、隙間から燃焼筒に向かう空気の旋回流に乗り、燃焼器の上部領域で半径方向に広く分散し、長い滞留時間により早期に蒸発・着火して完全燃焼する、とされたガスタービン燃焼器が開示されている。

特開平１０－１６０１６３号公報 特開２００９－１９８０５４号公報 特開２０１２－２４７１３５号公報

上述の特許文献１～特許文献３に開示されたガスタービン燃焼器は、空気に旋回流を与えて燃料との混合を促進させると共に、逆火が生じないようにするものである。
しかしながら、これらのガスタービン燃焼器は、旋回流を生じさせることを主としているものであり、混合の促進ためのものとされている。しかし、混合濃度分布の状況が不明であり、燃焼ガスの濃度の均一化が図られているかが不明である。このため、高い濃度の状態で燃焼される虞があり、ＮＯｘの排出濃度が部分的に高くなる虞がある。

そこで、この発明は、燃焼ガスと空気との混合の促進を図り、燃焼ガスの濃度の均一化を図って、効率よく希釈予混合燃焼を行えるガスタービンの予混合管構造を提供することを目的としている。

上記目的を達成するために、この発明に係るガスタービンの予混合管構造は、燃焼器内筒の中央部にパイロット燃料用ノズルが配され、このパイロット燃料用ノズルの周囲に複数本のメイン燃料用ノズルが配され、このメイン燃料用ノズルを基端部に保持し、該メイン燃料用ノズルから噴射されるメイン燃料を空気と混合させた混合ガスを先端部から燃焼器内筒に噴射させる筒状の予混合管であって、周壁に内外を連通させて、空気を取り入れる複数個の空気孔が周方向に配列されると共に、軸方向に複数列が配されていることを特徴としている。

周壁の周囲から予混合用空気を取り入れるもので、メイン燃料用ノズルから噴射された燃焼ガスは空気と混合して、燃焼器内筒に噴射される。

また、上述のガスタービンの予混合管構造であって、前記空気孔は千鳥状に配列してあることが好ましい。

千鳥状に配することによって、軸方向で隣接する空気孔は、周方向の位置がずれている。このため、空気を取り入れる位置が異なり、基端部側、すなわち上流側で、燃焼ガスが空気孔の存しない位置を通過する際、燃焼ガスは空気と十分に混合できない。この混合が不十分な燃焼ガスが軸方向に流れて下流側の空気孔が臨む位置を通過する際には、空気と混合が促進される。したがって、上流側を通過して希釈されていない燃焼ガスが下流側で希釈されることになり、軸方向に流れるに応じて確実に希釈される。

また、上述のガスタービンの予混合管構造であって、前記空気孔は、基端部側で周方向に配された数が、先端部側で周方向に配された数よりも多くしてあることが好ましい。

周方向に配された空気孔の数を、基端部側（上流側）を先端部側（下流側）よりも多くするものである。
基端部側では燃焼ガスが供給されるため多量の空気を供給して混合させることが望ましいので、基端部側に多数の空気孔を形成して空気を吸引できるようにしたものである。
また、先端部側では燃焼ガスが希釈された混合ガスに対して空気を供給するから、基端部側ほど多量の空気を要しない。したがって、先願部側の空気孔を基端部側よりも少なくしたものである。

また、上述のガスタービンの予混合管構造であって、前記空気孔の開口面積を、基端部側を大きく、先端部側を小さくしてあることが好ましい。

空気孔の開口面積を、基端部側を大きくすることで、多量の空気を吸引できるようにして、燃焼ガスの希釈を促進させるようにしたものである。

また、上述のガスタービンの予混合管構造であって、筒状の軸に直交する面における開口面積が、先端部側の開口面積を基端部側から胴部にかけての開口面積よりも小さくしてあることが好ましい。

筒状の予混合管の横断面に対する開口面積を、先端部側を小さくして、先端部から燃焼器内筒に噴射される混合ガスの流速を大きくするものである。このため、燃焼器内筒内における燃焼の逆火の発生を防止できる。

この発明に係るガスタービンの予混合管構造によれば、効率よく混合ガスの濃度を低く均一化できて、燃焼によるＮＯｘの発生を抑制することができる。また、予混合管の側壁を通して空気が供給されるため、空気を軸方向の基端部側の開口から取り入れる構造と比べて、予混合管と天蓋との間隔を小さくすることができて、ガスタービンの小型化を図ることができる。

この発明の第一の実施形態に係る構造を備えているガスタービンの予混合管の概略を示す斜視図である。 図１に示すガスタービンの予混合管の正面図である。 図２における３－３線に沿って切断して示す断面図である。 図１に示すガスタービンの予混合管の平面図である。 図１に示すガスタービンの予混合管を軸に直交する面で切断して示す断面図であり、（Ａ）は図２における５Ａ－５Ａ線断面図、（Ｂ）は５Ｂ－５Ｂ線断面図、（Ｃ）は５Ｃ－５Ｃ線断面図、（Ｄ）は５Ｄ－５Ｄ線断面図である。 図１に示すガスタービンの予混合管の胴部の展開図である。 この発明の第二の実施形態に係る構造を備えているガスタービンの予混合管の斜視図である。 図７に示すガスタービンの予混合管の正面図である。 図７における９－９線に沿って示す断面図である。 この発明に係る構造を備えているガスタービンの予混合管における空気の取り入れ状態を説明する図で、軸に沿った面で切断して示す断面図である。 この発明に係る構造を備えた予混合管を装着したガスタービンを説明する概略の断面図である。 軸方向に空気を取り入れる構造の予混合管示す図であり、図１０に相当する断面図である。

この発明に係るガスタービンの予混合管構造を、図示した好ましい実施形態に基づいて具体的に説明する。
まず、図１１を参照してこの発明に係る構造を備えた予混合管を装着するガスタービンの一実施例の概略を説明する。

ガスタービン１００では、空気吸込口１０１から吸引された空気は、インレットガイドベーン１０１ａを通って圧縮機１０２に供給されて圧縮され、この圧縮空気は燃焼器１０３に導かれる。この燃焼器１０３は燃焼器外筒１０３ａと燃焼器内筒１０３ｂとの二重構造とされており、圧縮空気は燃焼器内筒１０３ｂの外側に導かれる。

燃焼器１０３の燃焼器内筒１０３ｂの上部には、燃焼器内筒１０３ｂの軸を中心とした円周上に配されて、適宜個数の予混合管１が装着されている。予混合管１の下部は燃焼器内筒１０３ｂの内部と連通させてあり、上部にはメイン燃料が供給されるメイン燃料用ノズル１１０が配されて、燃焼器内筒１０３ｂの内部にメイン燃料が噴射される。
また、燃焼器内筒１０３ｂの中央上部にはパイロット燃料用ノズル１１１が配され、パイロット燃料が燃焼器内筒１０３ｂ内に噴射される。噴射されたパイロット燃料には、図示しない点火装置によって点火される。
燃焼器内筒１０３ｂの外側に導かれた圧縮空気は予混合管１に導かれて、メイン燃料の燃焼ガスと混合して混合ガスが生成され、この混合ガスが予混合管１の下部から燃焼器内筒１０３ｂの内部に噴射されて燃焼が促進され、高温・高圧の作動ガスが発生する。
燃焼器１０３で発生した作動ガスがタービン１０４に導かれて、タービン翼を回転させて主軸１０５を回転させる。主軸１０５の回転によって、圧縮機１０２を回転させると共に、所望の出力回転が得られる。タービン１０４の回転に供された作動ガスは、排気ガスとなって排気ダクト１０６から排出される。

図１～図６に、この発明の第一の実施形態に係る構造を備えた予混合管１が示されている。この予混合管１は円筒形の胴部１ａの上部が、中央部を除いて底板１ｂによって閉鎖されており、この底板１ｂの中央部にはメイン燃料用ノズル１１０が保持されるノズル支持管１１が、シール１１ａを介して装着されている。なお、予混合管１のノズル支持管１１の側が、メイン燃料の流れの上流側となる。
また、胴部１ａの下部、すなわちメイン燃料の流れの下流側は、徐々に縮径されて下部側が小径とされた筒状の円錐形胴部１ｃが連続している。また、この円錐形胴部１ｃからは胴部１ａの軸Ｃの方向に対して偏倚させた方向に開口１ｄが指向するように、傾斜管部１ｅが連続している。また、この開口１ｄは、図２に示すように、円形とされている。

予混合管１の胴部１ａには、適宜数の空気孔１ａ１、１ａ２、１ａ３、１ａ４が形成されている。この空気孔１ａ１、１ａ２、１ａ３、１ａ４は、図６の展開図に示すように、予混合管１の上流側で周方向に形成された空気孔１ａ１の数が、その下流側に周方向に形成された空気孔１ａ２～１ａ４の数よりも多くしてある。この実施形態では、軸Ｃ方向に４列の空気孔１ａ１、１ａ２、１ａ３、１ａ４が並設されたものを示してあるが、これらの最も上流側の空気孔１ａ１が１６個とされ、他の位置に配された空気孔１ａ２、１ａ３、１ａ４が８個とされている。
これらの空気孔１ａ１、１ａ２、１ａ３、１ａ４の位置関係が、図５と図６に示されている。図５（Ａ）は、図２における５Ａ－５Ａ線に沿って、軸Ｃと直交する面で切断した断面図で、この部分には１６個の空気孔１ａ１が配されている。また、図５（Ｂ）は空気孔１ａ１の直近の下流側に配された空気孔１ａ２の部分で切断した、図２における５Ｂ－５Ｂ線に沿って切断した断面図で、この部分には８個の空気孔１ａ２が配されている。この８個の空気孔１ａ２は、１６個の空気孔１ａ１に対して一つおきに軸Ｃ方向で重なる位置に配されている。また、空気孔１ａ２の直近の下流側に配された空気孔１ａ３は８個とされており、図５（Ｂ）と図５（Ｃ）に示されているように、空気孔１ａ２の位置と周方向に２２．５°の角度でずれた位置に配されている。そして、最下流に配された空気孔１ａ４は、８個が周方向に配されており、図５（Ｂ）と図５（Ｄ）とに示されているように、これら空気孔１ａ４は空気孔１ａ２と軸Ｃ方向で等しい位置に配されている。
なお、空気孔１ａ２、１ａ３、１ａ４については、それぞれ１５°ずつの角度でずれた位置に配することで、これら空気孔１ａ２、１ａ３、１ａ４の全てが軸Ｃに沿った方向でずれた位置に配するものでも構わない。
さらに、空気孔１ａ１、１ａ２、１ａ３、１ａ４のそれぞれの径を異ならせたものとすることができる。この場合、上流側に配された空気孔１ａ１の径を大きくすることが好ましい。また、下流側に向かって徐々に小径とすることでも、空気孔１ａ２、１ａ３、１ａ４の径を等しくすることでも構わない。

そして、この予混合管１は、図１１に示されているように、開口１ｄを燃焼器内筒１０３ｂの中央部に指向させて配される。このため、パイロット燃料に点火された火炎に向かって混合ガスが噴射される。

次に、この第一の実施形態に係る構造を備えた予混合管１の作用を、以下に説明する。
この第一の実施形態に係る予混合管１では、メイン燃料用ノズル１１０から噴射されたメイン燃料の燃料ガスに対して、胴部１ａに形成された空気孔１ａ１、１ａ２、１ａ３、１ａ４から圧縮空気が導入されて燃焼ガスが希釈され、予混合管１の内部で混合されて混合ガスが生成される。燃焼ガスがメイン燃料用ノズル１１０による噴射直後が最も高い濃度にある。この予混合管１では、最上流側にある空気孔１ａ１の数が下流側の空気孔１ａ２、１ａ３、１ａ４の数と比べて多くしてあるから、最上流側の空気孔１ａ１からは多量の空気が導入される。このため、濃度の高い燃焼ガスの希釈が促進される。
また、空気孔１ａ２、１ａ３、１ａ４では周方向の位置をずらして配してあるため、空気孔１ａ２が臨んでいない位置、すなわち、周方向で隣接する空気孔１ａ２同士の中間の位置が臨む位置を通過する燃焼ガスには空気が導入されにくい。しかし、この空気孔１ａ２の下流に配された空気孔１ａ３は、空気孔１ａ２に対してずれた位置に配されているから、空気孔１ａ２が形成されていない部分を通過した燃焼ガスに対して空気孔１ａ３から導入された空気により希釈される。したがって、供給された燃焼ガスは全体として空気と均等に混合されて、所望の状態まで希釈されて燃焼に供されて、高温・高圧の作動ガスが生成される。
なお、予混合管１の下流部は胴部１ａよりも小径の開口１ｄが形成されているから、開口１ｄから噴射される混合ガスの流速が大きくなる。このため、パイロット燃料の火炎に対して、高速で噴射されるので、着火した燃焼ガスの火炎が逆火することがない。

そして、タービン１０４を駆動した作動ガスは、排気ダクト１０６から排出される。この排出される排出ガスは、予混合管１で混合されて希釈された混合ガスの燃焼ガス濃度が低いため、ＮＯｘの排出量が小さくなる。

図７～図９には、第二の実施形態に係る構造を備えたガスタービンの予混合管２が示されている。この実施形態に係る予混合管２の部位であって、図１～図６に示す第一の実施形態に係る予混合管１と同一の部位については、同一の符号を付してある。
この予混合管２の胴部２ａの上部には、胴部２ａと別体で中央部にノズル支持管１１がシール１１ａを介して装着された蓋体２ｂが設けられている。
胴部２ａの下部には、上流側の上端部が胴部２ａに連続する円形で下流側に向かって徐々に縮径されると共に、下流側の下端部が方形に形成された接続胴部２ｃが連続している。
そして、この接続胴部２ｃの下端部に、接続胴部２ｃと連続する方形の傾斜管部２ｅの上端部が接続されており、この傾斜管部２ｅの下端部が軸Ｃの方向に対して偏倚させた方向に開口２ｄが指向するようにしてある。すなわち、開口２ｄは、図８に示すように、方形とされている。

予混合管２の胴部２ａには、第一の実施形態に係る予混合管１の胴部１ａと同様に、適宜数の空気孔２ａ１、２ａ２、２ａ３、２ａ４が設けられている。これら空気孔２ａ１、２ａ２、２ａ３、２ａ４は、予混合管１の胴部１ａに形成された空気孔１ａ１、１ａ２、１ａ３、１ａ４と同一の数が同位置に配置されている。したがって、胴部２ａに形成された空気孔２ａ１、２ａ２、２ａ３、２ａ４に関しては、第一の実施形態に係る予混合管１の胴部１ａの断面を示している図５（Ａ）～（Ｄ）と同様の断面形状となる。

この予混合管２についても、予混合管１の場合と同様に、図１１に示されているように、開口２ｄを燃焼器内筒１０３ｂの中央部に指向させて配され、パイロット燃料に点火された火炎に向かって混合ガスが噴射される。しかも、開口２ｄの開口面積が胴部２ａの断面積よりも小さいため、混合ガスの流速が大きくなって逆火が防止される。

以上に説明した予混合管１、２では、図１０に示すように、胴部１ａ、２ａの側方から希釈させる空気が供給されることになる。
他方、図１２は予混合管４の上部開口４ａから空気を取り入れる構造を示している。この予混合管４では、空気が上方から取り入れられる構造であるため、ガスタービン１００の天蓋１１２と予混合管４の上部開口４ａとの間の距離を大きくすることを要する。
これに対して、本願発明に係る構造を備えた予混合管１、２では側方から空気が取り入れられるため、図１０に示すように、予混合管１、２の上部と天蓋１１２との間の距離は、小さくすることができる。
このため、ガスタービン１００の高さを小さくして、ガスタービン１００の小型化を図ることができる。

この発明に係るガスタービンの予混合管構造によれば、燃焼ガスを所望の濃度に容易に均等に希釈できるので、排ガス中のＮＯｘ濃度を低くすることに寄与する。

１ 予混合管
１ａ 胴部
１ｂ 底板
１ｃ 円錐形胴部
１ｄ 開口
１ｅ 傾斜管部
１ａ１、１ａ２、１ａ３、１ａ４ 空気孔
１１ ノズル支持管
１１ａ シール
２ 予混合管
２ａ 胴部
２ｂ 蓋体
２ｃ 接続胴部
２ｄ 開口
２ｅ 傾斜管部
２ａ１、２ａ２、２ａ３、２ａ４ 空気孔
１００ ガスタービン
１０１ 空気吸込口
１０１ａ インレットガイドベーン
１０２ 圧縮機
１０３ 燃焼器
１０３ａ 燃焼器外筒
１０３ｂ 燃焼器内筒
１０４ タービン
１０５ 主軸
１０６ 排気ダクト
１１０ メイン燃料用ノズル
１１１ パイロット燃料用ノズル
Ｃ 軸

Claims (4)

1. メイン燃料用ノズルから噴射される燃料と空気とを混合し、当該混合により生成される混合ガスを燃焼器内筒の内部に噴射する予混合管構造であって、
   前記メイン燃料ノズルが取り付けられる底板によって、自身の軸方向における一端が閉鎖される筒形状の第１の胴部と、
   前記第１の胴部の軸方向における一端とは反対側となる他端に接続されるとともに、前記第１の胴部の軸方向に直交する断面の面積が前記第１の胴部から離れるにしたがって小さくなる第２の胴部と、
   前記第１の胴部の軸方向に対して傾斜した状態で、前記第２の胴部と前記燃焼器内筒との間に配置されるとともに、前記燃焼器内筒の中央部に指向させた開口を有する傾斜管部と、
   前記第１の胴部の軸方向における複数の位置で、且つ所定の角度間隔を空けて前記第１胴部の全周に亘って前記第１の胴部に複数設けられるとともに、前記燃焼器内筒及び当該燃焼器内筒の外側に配置される燃焼器外筒との間の供給路を流れる空気を前記第１の胴部の内部に流入させる空気孔と、
   を有し、
   前記メイン燃料用ノズルは、前記第１の胴部の軸方向における他端に向けて、前記燃料を前記第１の胴部の内部に噴射し、
   前記第１の胴部の内部に噴射される前記燃料は、複数の前記空気孔のそれぞれから前記第１の胴部の内部に流入する空気と均等に希釈混合され、
   複数の前記空気孔から前記第１の胴部の内部に流入する前記空気と前記燃料とが均等に希釈混合された混合ガスは、前記第２の胴部を流れることで当該混合ガスの流速が加速されて、前記傾斜管部から前記燃焼器内筒の内部に、当該燃焼器内筒の内部で燃焼するパイロット燃料による火炎に向けて噴射される
   ことを特徴とするガスタービンの予混合管構造。
2. 請求項１に記載のガスタービンの予混合管構造であって、
   前記空気孔は千鳥状に配列してあることを特徴とするガスタービンの予混合管構造。
3. 請求項１または請求項２に記載のガスタービンの予混合管構造であって、
   前記第１の胴部の軸方向における一端側に配置される前記空気孔の数は、前記第１の胴部の軸方向における他端側に配置される前記空気孔の数よりも多いことを特徴とするガスタービンの予混合管構造。
4. 請求項１から請求項３までのいずれか一項に記載のガスタービンの予混合管構造であって、
   前記第１の胴部の軸方向における一端側に配置される前記空気孔の開口面積は、前記第１の胴部の軸方向における他端側に配置される前記空気孔の開口面積よりも大きいことを特徴とするガスタービンの予混合管構造。

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