JPH0443220A

JPH0443220A - ガスタービンの燃焼器

Info

Publication number: JPH0443220A
Application number: JP14968890A
Authority: JP
Inventors: Takekiyo Kimura; 武清木村; Kenji Mori; 建二森; Junichi Kitajima; 潤一北嶋
Original assignee: Kawasaki Heavy Industries Ltd
Current assignee: Kawasaki Heavy Industries Ltd
Priority date: 1990-06-07
Filing date: 1990-06-07
Publication date: 1992-02-13
Anticipated expiration: 2011-12-18
Also published as: JP2564022B2

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】（産業上の利用分野）本発明は、性能を低下させることなく、大幅な低ＮＯ化
を達成することのできるガスタービンの燃焼器に関する
ものである。

（従来の技術）ガスタービンにおいては、排ガス組成に関して厳しい環
境保護基準が設けられており、特に窒素酸化物（ＮＯ）
排出量の低減が望まれている。

従来において、Ｎｏ　　の低減は、燃焼室内に水又は蒸
気を噴射して火炎温度を下げることにより行なわれてい
た。しかしこの方法では次のような問題があった。即ち
、水を噴射する場合には、水に与えたエネルギーが排ガ
スとなって損失となるため燃費が悪くなる。また水及び
蒸気を噴射する場合には、水質が悪いとタービン等を腐
蝕させてエンジンの寿命を低下させるので水の前処理を
行なう必要があり、初期投資以外にも継続管理費が必要
となる。

（発明が解決しようとする問題点）ところで、水や蒸気を用いない方法であり、しかも性能
を低下させることなく、大幅な低ＮｏＸ化を達成するこ
とのできる方法として、燃料を空気と予め混合した後に
燃焼室内に噴出して燃焼させる予混合燃焼方式が知られ
ている。

しかし予混合燃焼方式を実用化するには次のような問題
があった。

■低ＮＯｘで安定燃焼する範囲が狭いため、負荷の全作
動範囲にて低Ｎｏ　　で安定燃焼させるためには、可変
機構付の空気流量制御方式、又は可変機構無のマルチバ
ーナ方式の燃料制御方式を採用しなければならない。し
かし空気流量制御方式では、空気バイパス用の可変機構
を設けるため制御装置が複雑となり、また可変機構の信
頼性が問題となる。燃料制御方式では、燃料ノズルをマ
ルチ化するため構造が複雑となり、中小型ではターンダ
ウン比を大きくとりにくい。従って全作動範囲にて低Ｎ
Ｏで安定燃焼させるのは困難である。

■低ＮＯ燃焼を行なうには、燃料と空気を充分混合した
上で燃焼させなければならないが、高圧の実機条件では
予混合部へ逆火が生じ、焼損する場合か多い。

■急激な負荷変動時に炎が消える恐れがある。

本発明は、簡単に負荷の全作動範囲にて低Ｎ。

ゆて安定燃焼させることができるとともに、急激な負荷
変動があっても保炎でき、更には予混合部への逆火を概
ね防止でき、更には燃焼室冷却機構による予混合燃焼の
効率悪化を防止できるガスタービンの燃焼器を提供する
ことを目的とする。

（問題点を解決するための手段）本発明は、燃料を直接燃焼室内に噴出する１個の拡散燃
焼式のパイロットバーナを燃焼室の上流側の中心に設け
、燃料を空気と混合させた後に燃焼室内に噴出する４個
以上の予混合燃焼式の予混合バーナをパイロットバーナ
の周囲にパイロットバーナに近接して設け、着火させる
予混合バーナの数を負荷の変動に応じて変えるようにし
たことを特徴とするガスタービンの燃焼器である。更に
上記予混合バーナは、燃焼室側の端部に旋回スヮーラが
設けられた空気流入管内に、分散型ノズルを有する燃料
管が燃焼室とは反対側から挿入されて構成されており、
分散型ノズルは、燃料管の半径方向に放射状に延び且つ
先端の閉した複数のパイプに多数の噴孔が形成されて構
成されており、分散型ノズルは旋回スヮーラの近傍に位
置している。又は上記予混合バーナは、燃焼室側の端部
に旋回スワーラか設けられた空気流入管内に、邪魔板及
び多数の噴孔を有する燃料管が燃焼室とは反対側から挿
入されて構成されており、邪魔板は、燃料管の長手方向
の少なくとも２箇所にて燃料管の半径方向に放射状に突
出した複数の突出部により流れる空気が蛇行するよう構
成されており、噴孔は、旋回スワーラの近傍の且つ邪魔
板より上流側の燃料管周面に形成されている。更に上記
燃焼室は、側壁が外壁と内壁からなる二重構造となって
おり、空気が外壁に形成した多数の孔を通って内壁に衝
突し内壁に形成された孔を通って燃焼室内に流れること
により冷却されるようになっている。更にパイロットバ
ーナは、燃焼室側の端部に旋回スワーラが設けられた空
気流入管内に、先端部に噴孔を有する燃料管が燃焼室と
は反対側から挿入されて構成されており、燃料管には更
に上流側に噴孔が設けられている。

（作用）パイロットバーナに着火した炎は予混合ノく−ナに移り
、予混合バーナにより予混合燃焼が行なわれる。パイロ
ットバーナは拡散燃焼式であるので、保炎は良好に行な
われる。予混合バーナはノでイロットバーナに近接して
いるため、火移りは容易に行なわれる。着火する予混合
バーナの数を変えると、予混合バーナの１本当たりの等
量比が負荷の変動に応じて変わり、負荷の変動に応じて
低ＮＯゆで高い燃焼効率の燃焼が維持される。

予混合バーナにおいて、燃料は分散型ノズルから分散さ
れて噴出されるため、空気と充分に混合されて燃焼室に
噴出される。または燃料は噴孔から噴出されて空気と共
に邪魔板を蛇行しながら流れるので、空気と充分に混合
されて燃焼室に噴出される。

燃焼室は外壁の孔を通って内壁に衝突する空気により冷
却される。内壁の孔から燃焼室に流入してくる空気は、
比較的高温となっているため、燃焼室の側壁近傍にある
予混合バーナの火炎先端付近は急冷されることはなく、
未燃分の発生が防止される。予混合燃焼方式の燃焼器に
おいて、このような冷却効率の良い複合冷却構造を採用
することによって、冷却空気は減少し、更に低ＮＯ化が
図られる。

パイロットバーナでは、上流側の噴孔から噴出された燃
料が予混合燃焼される。

（実施例）以下、本発明の実施例を図に基づいて説明する。

第１図は本発明のガスタービンの燃焼器を示す断面図、
第２図は第１図の■−■断面図である。両図において、
１１は円筒状の外筒、２０は外筒１１内に収納された燃
焼室である。外筒１１はエンジン側（第１図の右側）の
フランジｌｌａにてエンジン（図示せず）の外壁１３の
フランジ１３ａにボルト固定されている。また外筒１１
のエンジンとは反対側（第１図の左側）は蓋板１２で塞
がれている。円筒状の燃焼室２０のエンジンとは反対側
は蓋２１で塞がれている。

３０は燃料を直接燃焼室２０内に拡散させて噴出する拡
散燃焼式のパイロットバーナ、４０は燃料を空気と混合
させた後に燃焼室２０内に拡散させて噴出する予混合式
の予混合バーナである。パイロットバーナ３０は燃焼室
２０の上流側の中心に１個だけ設けられている。予混合
バーナ４０は第２図に示すように、燃焼室２０の上流側
にパイロットバーナ３０を囲んで且つパイロットバーナ
３０に近接して８個（４０ａ〜４０ｈ）が均等に配置し
て設けられている。両バーナ３０．４０共に、蓋板１２
を貫通し、先端が燃焼室２０の蓋２１を貫通して燃焼室
２０内に位置するよう設けられており、パイロットバー
ナ３０の先端は予混合バーナ４０の先端よりＬまたけ燃
焼室２０側に突出している。なおＬｌは、後述するよう
に所定の大きさの範囲内に設定されている。

第３図に拡大して示すように、パイロットバーナ３０に
おいて、３１は空気流入管、３２は内筒、３３は燃料管
、３４は燃料供給菅である。空気流入管３〕の燃焼室２
０側の先端３０ａはテーパ状こ開いている。そして空気
流入管３１の燃焼室２０側の端部には円環状の旋回スワ
ーラ３５が内トされている。旋回スワーラ３５は半径方
向に延びた羽根か空気流入管３］の長手方向に対して所
定の角度たけ傾けられた状態て円周方向に並設されて構
成されている。内筒３２は空気流入管３１内に挿入され
、先端部が旋回スワーラ３５に内嵌されている。内筒３
２は台座３２ａを介して蓋板１２にボルト固定されてい
る。燃料管３３は内筒３２に内嵌されており、先端部に
は多孔ノズル３６か固定されている。多孔ノズル３６の
噴孔３６ａは斜め外向きに且つ第４図に示すように円周
方向に複数個が均等に配置されて形成されている。なお
第４図は第３図の多孔ノズル３６を■方向から見た図で
ある。また空気流入管３１の流入口３１ｂより少し燃焼
室２０側寄りの燃料管３３の周面には多数の噴孔３３ａ
が形成されている。なお内１ｊ３２の周面にも噴孔３３
ａに連通する孔３２ｂが形成されている。

第５図は予混合バーナ４０の拡大断面図である。

４１は空気流入管、４２は燃料管である。空気流入管４
１の燃焼室２０側の端部には円環状の旋回スワーラ４３
が内嵌されている。旋回スワーラ４３の構造は旋回スワ
ーラ３５と同様である。燃料管４２は、先端に分散型ノ
ズル４４を有しており、先端部が空気流入管４１内に挿
入されている。分散型ノズル４４は旋回スワーラ４３の
近傍に位置しており、両者の間隔は狭くなっている。分
散型ノズル４４は第５図及び第５図のＶｌ−Ｖｌ断面図
である第６図に示すように、燃料管４２の半径方向に放
射状に延び且つ先端が閉じた６本の突出パイプ４４ａに
、多数の噴孔４４ｂが形成されて構成されている。噴孔
４４ｂは全てが燃料管４２に対して直角な平面に位置す
るよう形成されている。

第１図において、５１は点火栓、５２は空気圧縮機（図
示せず）に通じる隙間である。またパイロットバーナ３
０の予混合バーナ４０に対する上述した突出量Ｌ１は、
予混合バーナ４０の空気流入管４１の内径の２倍以内に
設定されている。Ｌｌは、旋回スワーラ３５．４３の先
端間の距離である。

また燃焼室２０の側壁は第７図に拡大して示すように１
．外壁６１と内壁６２とからなる二重構造となっており
、両壁６１．６２間には隙間がある。

また両壁６１．６２には多数の貫通孔６１Ｊ１％６２ａ
が上流側に偏って規則正しい配列で（第１図）形成され
ている。なお貫通孔６１ａと貫通孔６２ａとは両壁６１
．６２に対して直角方向（第７図の上下方向）から見た
場合に重ならないよう形成されている。これにより燃焼
室２０の冷却機構が構成されている。

このような構成の燃焼器では、パイロットバーナ３０に
おいては、空気圧縮機からの圧縮空気は隙間５２を通っ
て空気流入管３１に矢印Ａのように流入し、旋回スワー
ラ３５を通って燃焼室２０内に渦巻きながら拡がる。ま
た燃料管３３に供給された燃料はその多くが多孔ノズル
３６の噴孔３６ａから噴出される。噴孔３６ａから噴出
された燃料は旋回スワーラ３５を通ってきた空気により
噴出された瞬間に拡散される。旋回スワーラ３５を通っ
てきた空気は渦巻きながら拡がっていくので、その渦巻
きの中心部には安定した保炎部が生しる。なお燃料管３
３内の燃料は噴孔３３ａからも噴出されるが、この燃料
は空気流入管３１内にて空気と混合された後に旋回スワ
ーラ３５を通って燃焼室２０内に噴出される。一方、予
混合バーナ４０においては、隙間５２を通ってきた圧縮
空気は空気流入管４１に矢印Ｂのように流入する。

燃料管４２に供給された燃料は分散型ノズル４４の噴孔
４４ｂから噴出される。噴孔４４ｂから噴出された燃料
は空気と混合された後に旋回スワーラ４３を通って燃焼
室２０内に拡散されて噴出される。このとき燃料管３３
内の燃料は、分散型ノズル４４により空気流入管４１内
に分散されて噴出されるので、噴孔４４ｂから旋回スワ
ーラ４３までの距離が短くても空気と充分に混合される
。

点火栓５１によりパイロットバーナ３０への着火が行な
われると、予混合バーナ４０はパイロットバーナ３０に
近接しているため、予混合バーナ４０も８昌に着火する
。こうして燃焼室２０内で燃料が燃焼され、エンジンを
駆動する高圧の燃焼がスが生しる。

燃焼室２０内での燃焼において、拡散燃焼は１個のパイ
ロットバーナ３０によるだけであり、殆んどが予混合バ
ーナ４０による予混合燃焼であるのて、Ｎｏ　　ｆｆｌ
は充分に低減される。また予混合バーナ４０においては
、分散型ノズル４４から旋回スワーラ４３までの距離か
短くなっているので、火が空気流入管４１に逆流する逆
火は殆んど生しることはない。また燃焼室２０の冷却は
第７図に示す構造で行なわれている。即ち、隙間５２を
通ってきた比較的低温の空気が矢印Ｃに示すように、外
壁６１の貫通孔６１ａを通り内壁６２に衝突し、内９６
２に沿って流れながら内ｖ６２を冷却し、貫通孔６２ａ
を通って燃焼室２０内に流入する。

燃焼室２０内に流入してきた空気は比較的高温となって
いるので、燃焼室２０の側壁近くに位置している予混合
バーナ４０の先端は比較的高温に晒されることとなり、
予混合バーナ４０における燃焼効率の悪化は防止される
。なお貫通孔６１ａ１６２ａは燃焼室２０の上流側に偏
って設けられており、燃料の燃焼により高温となる部分
は確実に冷却されるようになっている。またパイロット
バーナ３０の先端が予混合バーナ４０の先端よりもＬｌ
だけ突出しているので、予混合バーナ４０の先端近傍に
は燃焼室２０内での燃料の燃焼により高温となったパイ
ロットバーナ３０の空気流入管３１の壁が位置している
。従って予混合バーナ４０の先端近傍は高温に晒されて
おり、予混合バーナ４０における燃焼は効率良く行なわ
れる。

そして上記構成の燃焼器では、負荷の変動に応じて着火
させる予混合バーナ４０の数を変えることにより、簡単
に負荷の全作動範囲にて低ＮＯｘで安定した燃焼が行な
われる。即ち、第８図に示すように、無負荷状態で予混
合バーナ４０ａ及び４０ｅ（第２図）を着火するよう開
けておき、負荷が増えるに従って予混合バーナ４０ｂ及
び４０ｆ１次いで予混合バーナ４０ｃ及び４０ｇ１次い
で予混合バーナ４Ｄｄ及び４０ｈを開けていく。

なお８個の予混合バーナ４０は第２図に示すように、円
周方向に順に４０ａ〜４０ｈとする。これにより第９図
に示すように、負荷の全作動範囲にて低ＮＯで高い燃焼
効率の燃焼即ち安定した燃焼が行なわれる。なお第８図
において、横軸は負荷の変動を示し、縦軸は開けた予混
合バーナを示す。また第９図において、横軸は負荷及び
空燃比（Ａ／Ｆ）を示し、縦軸は排ガス中のＮＯ含有率
及び燃焼効率（η、（％））を示す。第９図において、
予混合バーナ４０ａ及び４０ｅを開けた状態で無負荷条
件から負荷を増していくと、ＮＯ８含有率は・に示すよ
うに、また燃焼効率は◆に示すように増加していく。こ
の状態で更に負荷を増していくと、予混合バーナの等量
比が１に近づいていくためＮｏ　　は大幅に増加し始め
る。そこでＮＯｘのピークを下げるために（例えば実機
運転時の最大Ｎｏ　　に１が７０ｐｐｍ　（１６％０２
）以下となるように）、負荷が３０％の付近て更に予混
合バーナ４０ｂ及び４０ｆを−開け、予混合バーナの１
本当たりの等量比を０．６付近まで下げる。これにより
ＮＯが急激に下がり、ＮＯはｘ　　　　　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　ｘムに示すように
、また燃焼効率はマに示すように変化する。次に負荷が
６０％の付近で更に予混合バーナ４０ｃ及び４０ｇを開
ける。これによりＮＯは△に示すように、また燃焼効率
はに示すように変化する。最終的には負荷が７０％で更
に予混合バーナ４０ｄ及び４０ｈを開け、即ち全ての予
混合バーナを開ける。ＮＯは○に示すように、また燃焼
効率は◇に示すように変化する。このとき一般的に使わ
れているガスタービンの負荷範囲（７０〜１００％）で
ＮＯ排出量は３５ｐｐｍ以下となる。このように負荷の
変動に応じて着火させる予混合バーナ４０の数を変える
ことにより、簡単に負荷の全作動範囲にて低Ｎｏ　　で
安定した燃焼が行なわれる。そして急激な負荷の変化が
あっても、拡散燃焼方式のパイロットバーナ３０を用い
ているので、保炎は良好にｂなわれる。

なお燃焼室２０内での燃料の燃焼において、負荷の増加
に伴ないパイロットバーナ３０により拡散燃焼される燃
料の割合は減少するが、高負荷条件て更にその割合を減
らすためにパイロットバーナ３０の噴孔３３ａからも燃
料を噴出させて予混合燃焼させることにより、更にＮＯ
排出量が低減される。

（発明の効果）以上のように本発明のガスタービンの燃焼器によれば、（］）１個の拡散燃焼式のパイロットバーナ３０を燃焼
室２０の上流側の中心に設け、８個の予混合燃焼式の予
混合バーナ４０をパイロットバーナ３０の周囲に設け、
これにより燃焼室２０ての燃料の燃焼を行なうようにし
たので、ＮＯ排出量を低減できる。しかも拡散燃焼式の
パイロットバーナ３０を用いているので、保炎を良好に
行なうことができる。更に全ての予混合バーナ４０をパ
イロットバーナ３０に近接して設けたので、パイロット
バーナ３０から予混合バーナ４０への火移りを容易に行
なわせることができる。そして燃焼させる予混合バーナ
４０の数を負荷の変動に応じて変えるようにしたので、
負荷の全作動範囲にて低Ｎｏ　　で安定した燃焼を行な
わせることができる。

（２）分散型ノズル４４を用いて燃料を噴出するよう予
混合バーナ４０を構成したので、燃料を空気と充分に混
合するのに長いスペースを不要とでき、噴孔４４ｂと旋
回スワーラ４３との距離を短くできる。従って予混合燃
焼の際の逆火を概ね防止できる。

（３）燃焼室２０の側壁を外壁６１と内壁６２との二重
構造とし、隙間５２を通る空気を貫通孔６１ａを通して
内壁６２に衝突させ貫通孔６２ａを通して燃焼室２０内
に流すことにより燃焼室２０を効率良く冷却するように
したので、予混合バーナ４０の火炎先端を高温の状態の
ままに晒すことができる。従って予混合バーナ４０にお
ける燃焼効率の悪化を防止できる。また冷却効率の良い
複合冷却構造を採用しているので、冷却用の空気量を減
らし、予混合用の空気量を増やすことができ、更に低Ｎ
Ｏ化を図ることができる。

（４）パイロットバーナ３０の上流側に噴孔３３ａを設
けているので、噴孔３３ｇからも燃料を噴出させること
により、パイロットバーナ３０に供給される燃料の一部
を予混合燃焼させることができ、パイロットバーナ３０
における燃焼ガスのＮｏ　１を低減することができる。

（別の実施例）予混合バーナ４０は第１０図の構造のものを用いてもよ
い。第１０図において、７１は空気流入管、７２は燃料
管、７３は旋回スワーラである。

燃料管７２には長手方向の２箇所に邪魔板７４が設けら
れている。また邪魔板７４の少し上流側の燃料管７２周
面には多数の噴孔７５が形成されており、噴孔７５から
旋回スワーラ７３までの距離は比較的短く設定されてい
る。邪魔板７４は、燃料管７２の半径方向に放射状に突
出した複数のパイプ７４ａ、７４ｂにより構成されてい
る。パイプ７４ａ、７４ｂは第１０図のＸＩ−ＸＩ断面
図である第１１図に示すように、それぞれ４本ずつが円
周方向に９０度の角度をなすよう設けられ、且つパイプ
７４ａと７４ｂとがＸ１方向に見て重なることのないよ
う設けられている。このため噴孔７５から噴出された燃
料はパイプ７４ａ、７４ｂに衝突しながら流れることに
より、蛇行して流れる。従って噴孔７５から旋回スワー
ラ７３までの距離が短くても、燃料は空気と充分に混合
される。モして噴孔７５から旋回スワーラ７３までの距
離が短いので、予混合燃焼における逆火が防止される。

設ける予混合バーナ４０の数は８個に限らないが、４個
以上が望ましい。

また上記実施例ではパイロットバーナ３０の先端を予混
合バーナ４０の先端よりＬｌだけ燃焼室２０側に突出さ
せているが、これは必ずしも突出させる必要はない。あ
るいは予混合バーナ４０の先端をパイロットバーナ３０
の先端よりＬｌだけ燃焼室２０側に突出させてもよい。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明のガスタービンの燃焼器を示す断面図、
第２図は第１図の■−■断面図、第３図はパイロットバ
ーナを示す拡大断面図、第４図は第３図の多孔ノズルを
■方向から見て示す図、第５図は予混合バーナを示す拡
大断面図、第６図は第５図のＶｌ−ＶＩ断面図、第７図
は燃焼室の側壁の冷却構造を示す断面図、第８図は８個
の予混合バーナの負荷に応じた切換えを示す図、第９図
は第８図の切換えに応じたＮＯ含有率及び燃焼効率の変
化を示す図、１１０図は予混合バーナの別の例を示す拡
大断面図、第１１図は第１０図のＸＩ−ＸＩ断面図であ
る。２０・・・燃焼室、３０・・・パイロットバーナ、
４０（４０ａ〜４０ｈ）・・・予混合バーナ、４１．７
１・・・空気流入管、４２．７２・・・燃料管、４３．
７３・・・旋回スワーラ、４４・・・分散型ノズル、４
４ａ・・・パイプ、４４ｂ・・・噴孔、６１・・・外壁
、６２・・・内壁、６１　ａ　ｓ　６２　ａ・・・貫通
孔、７４・・・邪魔板第２図第３図炉、糾管第４図貫場梵第６図

Claims

【特許請求の範囲】

（１）燃料を直接燃焼室内に噴出する１個の拡散燃焼式
のパイロットバーナを燃焼室の上流側の中心に設け、燃
料を空気と混合させた後に燃焼室内に噴出する４個以上
の予混合燃焼式の予混合バーナをパイロットバーナの周
囲にパイロットバーナに近接して設け、着火させる予混
合バーナの数を負荷の変動に応じて変えるようにしたこ
とを特徴とするガスタービンの燃焼器。
（２）予混合バーナは、燃焼室側の端部に旋回スワーラ
が設けられた空気流入管内に、分散型ノズルを有する燃
料管が燃焼室とは反対側から挿入されて構成されており
、分散型ノズルは、燃料管の半径方向に放射状に延び且
つ先端の閉じた複数のパイプに多数の噴孔が形成されて
構成されており、分散型ノズルは旋回スワーラの近傍に
位置している特許請求の範囲第１項記載のガスタービン
の燃焼器。
（３）予混合バーナは、燃焼室側の端部に旋回スワーラ
が設けられた空気流入管内に、邪魔板及び多数の噴孔を
有する燃料管が燃焼室とは反対側から挿入されて構成さ
れており、邪魔板は、燃料管の長手方向の少なくとも２
箇所にて燃料管の半径方向に放射状に突出した複数の突
出部により流れる空気が蛇行するよう構成されており、
噴孔は、旋回スワーラの近傍の且つ邪魔板より上流側の
燃料管周面に形成されている特許請求の範囲第１項記載
のガスタービンの燃焼器。
（４）燃焼室は、側壁が外壁と内壁からなる二重構造と
なっており、空気が外壁に形成した多数の孔を通って内
壁に衝突し内壁に形成された孔を通って燃焼室内に流れ
ることにより冷却されるようになっている特許請求の範
囲第１項記載のガスタービンの燃焼器。
（５）パイロットバーナは、燃焼室側の端部に旋回スワ
ーラが設けられた空気流入管内に、先端部に噴孔を有す
る燃料管が燃焼室とは反対側から挿入されて構成されて
おり、燃料管には更に上流側に噴孔が設けられている特
許請求の範囲第１項記載のガスタービンの燃焼器。