JPH07190369A - Gas-turbine combustor using lp-gas in liquid state - Google Patents
Gas-turbine combustor using lp-gas in liquid stateInfo
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、例えば液化ブタン等の
気化し易い液化ＬＰガス燃料を液状のまま直接噴射して
燃焼させるガスタービン燃焼器に関するものである。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a gas turbine combustor which directly injects a liquefied liquefied LPG fuel, such as liquefied butane, which is easily vaporized, in a liquid state and burns it.
【０００２】[0002]
【従来の技術】一般にガスタービン燃焼器においては液
体燃料として灯油やＡ重油が用いられ、この場合、渦巻
噴射ノズルや気流微流化ノズルから液体燃料を燃焼器内
に噴射することが行なわれている。ところで、近来この
ガスタービンの燃料の多様化が要求され、例えば液化プ
ロパンや液化ブタン等の気化し易い液化ＬＰガス燃料の
使用が検討されている。しかしながら、このような液化
ＬＰガス燃料を液状のまま直接燃料噴射弁から燃焼器内
に噴射する場合に供給配管や燃料噴射弁内部でこの液化
ＬＰガス燃料が気化し、液体と気体とが混在する２相流
やベーパロックを生じて液体として安定して供給するこ
とができず、その結果、例えばタービン起動時の着火が
できない等により安定した運転ができなくなるという問
題がある。Generally, in a gas turbine combustor, kerosene or heavy fuel oil A is used as a liquid fuel, and in this case, the liquid fuel is injected into the combustor from a swirl injection nozzle or an air stream micro-fluidizing nozzle. There is. By the way, recently, diversification of fuel for this gas turbine is required, and use of liquefied LPG fuel such as liquefied propane and liquefied butane that is easily vaporized is being studied. However, when such a liquefied LP gas fuel is directly injected into the combustor from the fuel injection valve in a liquid state, the liquefied LP gas fuel is vaporized inside the supply pipe and the fuel injection valve, and the liquid and the gas are mixed. There is a problem that a two-phase flow or vapor lock is generated and the liquid cannot be stably supplied, and as a result, stable operation cannot be performed due to, for example, ignition failure at turbine startup.
【０００３】このようなことから従来、燃料貯槽からガ
スタービン燃焼器にこの液化ＬＰガス燃料を供給する供
給管路に気化器や再液化防止のための配管ヒートトレー
ス装置等を配置し、液化ＬＰガス燃料を一度気化させて
ガスとして供給するとともに低ＮＯX 燃焼を行うガスタ
ービン燃焼器が提案されている。その一例として説明す
れば、図１１に示すようにガスタービン燃焼器本体１は
外筒２と内筒３とにより形成され、この内筒３の上部に
はパイロット燃料噴射弁４を有するパイロット燃焼室５
と複数の予混合気管６を取付けた予混合燃焼室８とが形
成され、各予混合気管６内にはメイン燃料噴射弁９が配
置されている。そしてパイロット燃料噴射弁４からパイ
ロット燃焼室５内に供給された気体燃料は、ここで拡散
燃焼が行なわれるとともにメイン燃料噴射弁９から供給
された気体燃料は予混合気管６内で空気ａと混合され、
予混合燃焼室８内で予混合燃焼されるようになってい
る。For this reason, conventionally, a vaporizer and a pipe heat trace device for preventing reliquefaction are arranged in a supply line for supplying the liquefied LP gas fuel from a fuel storage tank to a gas turbine combustor, and the liquefied LP is used. the gas fuel once vaporized gas turbine combustor for performing low NO X combustion supplies have been proposed as a gas. As an example, as shown in FIG. 11, the gas turbine combustor main body 1 is formed of an outer cylinder 2 and an inner cylinder 3, and a pilot combustion chamber having a pilot fuel injection valve 4 on the upper part of the inner cylinder 3. 5
And a premix combustion chamber 8 to which a plurality of premix tubes 6 are attached are formed, and a main fuel injection valve 9 is arranged in each premix tube 6. Then, the gaseous fuel supplied from the pilot fuel injection valve 4 into the pilot combustion chamber 5 undergoes diffusion combustion here, and the gaseous fuel supplied from the main fuel injection valve 9 is mixed with the air a in the premixed gas pipe 6. Is
Premix combustion is performed in the premix combustion chamber 8.
【０００４】[0004]
【発明が解決しようとする課題】ところで、前記のよう
に液化ＬＰガス燃料を一度気化させてＬＰガスとして供
給するためには気化器や配管ヒートトレース装置等の設
備が必要であるばかりでなく、これらを加熱する熱源を
も必要とし、初期投資や運転費用も大きくなるという問
題があった。By the way, as described above, in order to vaporize the liquefied LP gas fuel once and supply it as LP gas, not only equipment such as a vaporizer and a pipe heat tracing device is required, but also There is also a problem that a heat source for heating these is also required, and initial investment and operation cost increase.
【０００５】[0005]
【課題を解決するための手段】本発明は、前記従来技術
の問題点を解決するものであって、燃焼器を外筒と該外
筒内に配置され、上部にパイロット燃料噴射弁を有する
パイロット燃焼室と下部に複数の予混合気管を取付けた
予混合燃焼室を形成した内筒とにより構成し、前記予混
合気管内にメイン燃料噴射弁を配置し、前記パイロット
燃料噴射弁及びメイン燃料噴射弁に液化ＬＰガス燃料供
給管を連接し、かつ、該パイロット燃料噴射弁及びメイ
ン燃料噴射弁に冷却空気を供給し、該冷却空気により液
化ＬＰガス燃料を冷却するように構成したことを特徴と
する液化ＬＰガス燃料を用いるガスタービン用燃焼器を
提供するものである。そしてパイロット燃料噴射弁とメ
イン燃料噴射弁とに供給される液化ＬＰガス燃料はガス
タービン負荷に応じて変化され、低ＮＯx 燃焼が行なわ
れる。SUMMARY OF THE INVENTION The present invention is to solve the above-mentioned problems of the prior art, in which a combustor is arranged in an outer cylinder and in the outer cylinder, and a pilot fuel injection valve is provided in an upper portion of the pilot. It is composed of a combustion chamber and an inner cylinder forming a premixed combustion chamber in which a plurality of premixed air pipes are attached to the lower portion, a main fuel injection valve is arranged in the premixed air pipe, and the pilot fuel injection valve and the main fuel injection A liquefied LP gas fuel supply pipe is connected to the valve, cooling air is supplied to the pilot fuel injection valve and the main fuel injection valve, and the liquefied LP gas fuel is cooled by the cooling air. The present invention provides a combustor for a gas turbine using the liquefied LPG fuel. The liquefied LP gas fuel supplied to the pilot fuel injection valve and the main fuel injection valve is changed according to the gas turbine load, and low NO x combustion is performed.
【０００６】[0006]
【作 用】前記構成においてパイロット燃料噴射弁及び
メイン燃料噴射弁に供給された液化ＬＰガス燃料はこゝ
で冷却空気により冷却されるため気化が防止される。そ
の結果、２相流やベーパーロックが生じることがなく、
安定して液状で燃料供給を行うことができ、良好なガス
タービンの運転が可能となる。[Operation] In the above structure, the liquefied LP gas fuel supplied to the pilot fuel injection valve and the main fuel injection valve is cooled by the cooling air here, so that vaporization is prevented. As a result, two-phase flow and vapor lock do not occur,
The fuel can be stably supplied in a liquid state, and the gas turbine can be operated satisfactorily.
【０００７】[0007]
【実 施 例】以下、図１ないし図１０を参照して本発
明による液化ＬＰガス燃料を用いるガスタービン用燃焼
器の一実施例を説明する。図１はガスタービン用燃焼器
の概略を示す側面図であって、外筒１１内に内筒１２が
配置され、この内筒１２は、上部より下部にパイロット
燃焼室１３と予混合燃焼室１５とが形成されている。そ
してパイロット燃焼室１３の天蓋部の中央にはパイロッ
ト燃料噴射弁１６が、また、予混合燃焼室１５の側部に
は複数の予混合気管１７が配置され、この予混合気管１
７内にメイン燃料噴射弁１８の先端部を挿入して配置さ
れている。EXAMPLES Examples of gas turbine combustors using liquefied LP gas fuel according to the present invention will be described below with reference to FIGS. 1 to 10. FIG. 1 is a side view showing the outline of a gas turbine combustor, in which an inner cylinder 12 is arranged in an outer cylinder 11, and the inner cylinder 12 has a pilot combustion chamber 13 and a premix combustion chamber 15 from the upper part to the lower part. And are formed. A pilot fuel injection valve 16 is arranged at the center of the canopy portion of the pilot combustion chamber 13, and a plurality of premixed gas pipes 17 are arranged at the side portions of the premixed combustion chamber 15.
The tip of the main fuel injection valve 18 is inserted into the inside of the valve 7.
【０００８】詳述すれば、パイロット燃料噴射弁１６は
図示しない液化ＬＰガス燃料貯槽に連なる第１の燃料供
給管１９が連結されるとともに、その先端にスワラー２
０が配置されている。そしてその構造は図３に示すよう
に、フランジ付筒体からなるノズルケース２１の内面
と、このノズルケース２１内に装着した噴射ノズル本体
２２及びその先端に設けた噴射ノズル２３の外周面との
間に冷却空気が流入するエアギャップ２４が形成され、
このエアギャップ２４に第１の冷却空気供給管２５から
冷却空気が供給されるようになっている。More specifically, the pilot fuel injection valve 16 is connected to a first fuel supply pipe 19 connected to a liquefied LP gas fuel storage tank (not shown), and the swirler 2 is provided at the tip thereof.
0 is placed. As shown in FIG. 3, the structure includes an inner surface of a nozzle case 21 formed of a flanged cylinder and an outer peripheral surface of an injection nozzle body 22 mounted in the nozzle case 21 and an injection nozzle 23 provided at the tip thereof. An air gap 24 is formed between which cooling air flows,
Cooling air is supplied to the air gap 24 from a first cooling air supply pipe 25.
【０００９】噴射ノズル本体２２は、その軸方向に１次
燃料供給路２６と２次燃料供給路２７の２つの液化燃料
供給路を有している。更に噴射ノズル２３の内部には図
４にも示すように１次燃料供給路２６に連通する１次渦
巻室２９が設けられ、この１次渦巻室２９と２次渦巻室
２８を通過した１次及び２次液体燃料が噴射ノズル２３
の噴射口から噴霧するようになっている。また、この噴
射ノズル２３の内部にはエアギャップ２４に連通すると
ともに、先端にコーン状の２次渦巻室２８に沿う複数の
エアーの噴射孔３０を設けている。The injection nozzle main body 22 has two liquefied fuel supply passages, a primary fuel supply passage 26 and a secondary fuel supply passage 27, in its axial direction. Further, as shown in FIG. 4, a primary swirl chamber 29 communicating with the primary fuel supply passage 26 is provided inside the injection nozzle 23, and the primary swirl chamber 29 and the primary swirl chamber 28 passing through the secondary swirl chamber 28 are provided. And the secondary liquid fuel is injected into the injection nozzle 23.
It is designed to be sprayed from the injection port. Further, inside the injection nozzle 23, a plurality of air injection holes 30 communicating with the air gap 24 and provided at the tip end along the cone-shaped secondary swirl chamber 28 are provided.
【００１０】一方、メイン燃料噴射弁１８は予混合燃焼
室１５の側部に複数個（本実施例では６本）等間隔にな
るように配置された予混合気管１７内にその先端部が挿
入するように配置されている。その詳細は図５、図６及
び図７に示されるようにメイン燃料噴射弁１８の中央部
にメイン燃料供給路３２を設け、その先端に噴射ノズル
３４が配置されて構成されている。On the other hand, a plurality of main fuel injection valves 18 (six in this embodiment) are arranged on the side portion of the premix combustion chamber 15 at equal intervals, and their tip portions are inserted. It is arranged to. As shown in FIG. 5, FIG. 6 and FIG. 7 in detail, the main fuel injection valve 18 is provided with a main fuel supply passage 32 at the center thereof, and an injection nozzle 34 is arranged at the tip thereof.
【００１１】この噴射ノズル３４にはメイン燃料供給管
路３２に連なる微細な噴射口３５が複数個設けられ、ま
た、メイン燃料供給管路３２の周囲に等間隔に配置した
複数本の冷却空気供給路３３に連なる冷却空気噴出口３
６が設けられている。そしてこの噴射ノズル３４はエア
ーギャップ３７が形成されるように遮熱用の保護管３８
内に配置され、空気ａが流入可能に予混合気管１７の上
端部に挿入されている。そして、このメイン燃料噴射弁
１８には第２の冷却空気供給管３９と第２の燃料供給管
路４０とに連通するようになっている。The injection nozzle 34 is provided with a plurality of fine injection ports 35 connected to the main fuel supply conduit 32, and a plurality of cooling air supplies arranged at equal intervals around the main fuel supply conduit 32. Cooling air outlet 3 connected to the passage 33
6 is provided. The spray nozzle 34 has a heat shield protective tube 38 so that an air gap 37 is formed.
It is disposed inside and is inserted into the upper end portion of the premix air pipe 17 so that the air a can flow in. The main fuel injection valve 18 communicates with the second cooling air supply pipe 39 and the second fuel supply pipe line 40.
【００１２】図２に示すようにパイロット燃料噴射弁１
６に燃料を供給する第１の燃料供給管路１９には、流量
を制御する第１の管路４１と第２の管路４２とが並行し
て設けられ、この第１の管路４１と第２の管路４２に
は、夫々定流量制御弁４３，４４が設けられている。ま
た、４５は定流量制御バイパス弁、４８は定流量割合切
り替え弁、４６はメイン燃料遮断弁、４７はパイロット
燃料遮断弁である。As shown in FIG. 2, the pilot fuel injection valve 1
The first fuel supply pipeline 19 for supplying fuel to the fuel cell 6 is provided with a first pipeline 41 and a second pipeline 42 that control the flow rate in parallel. The second pipe 42 is provided with constant flow rate control valves 43 and 44, respectively. Further, 45 is a constant flow control bypass valve, 48 is a constant flow rate switching valve, 46 is a main fuel cutoff valve, and 47 is a pilot fuel cutoff valve.
【００１３】前記構成による液化ＬＰガス燃料を用いる
ガスタービン用燃焼器において、第１の燃料供給管路１
９及び第２の燃料供給管路４０からパイロット燃料噴射
弁１６及びメイン燃料噴射弁１８に供給された液化ＬＰ
ガス燃料は、図３〜図７に示す如く、エアギャップ２４
及び冷却空気供給管路３３とエアギャップ３７を流れる
冷却空気により気化が防止され、液体の状態で噴射ノズ
ル２３の２次渦巻室２８及び噴霧ノズル３４の噴射口３
５から噴霧供給されることになり、液化ＬＰガス燃料は
２相流やベーパーロックを発生しないこととなる。In the gas turbine combustor using the liquefied LP gas fuel having the above-mentioned structure, the first fuel supply line 1
Liquefied LP supplied to the pilot fuel injection valve 16 and the main fuel injection valve 18 from the fuel injection line 9 and the second fuel supply line 40.
The gas fuel, as shown in FIGS.
Also, vaporization is prevented by the cooling air flowing through the cooling air supply pipe 33 and the air gap 37, and in the liquid state, the secondary swirl chamber 28 of the injection nozzle 23 and the injection port 3 of the spray nozzle 34
As a result, the liquefied LP gas fuel does not generate a two-phase flow or vapor lock.
【００１４】一方、液化ＬＰガス燃料をパイロット燃料
噴射弁１６及びメイン燃料噴射弁１８へ供給される量は
ガスタービンの負荷によって制御される。即ち、本発明
者は液化ＬＰガス燃料である液体ブタンについて１００
０ｋｗ級ガスタービン用燃焼器を用いて、燃焼用空気圧
力０．２４ＭＰa でベンチ試験を行ない、タービン出力
と燃焼効率及びＮＯx 排出特性とタービンが定格時の燃
焼効率及びＮＯx 排出特性に及ぼすパイロット燃料の割
合の影響について検討した結果、図８及び図９に示す結
果を得た。On the other hand, the amount of liquefied LP gas fuel supplied to the pilot fuel injection valve 16 and the main fuel injection valve 18 is controlled by the load of the gas turbine. That is, the inventor of the present invention has 100
A bench test was conducted at a combustion air pressure of 0.24 MPa using a 0 kw class gas turbine combustor, and the pilot effect on the turbine output and combustion efficiency and NO x emission characteristics and the combustion efficiency and NO x emission characteristics when the turbine was rated As a result of examining the influence of the fuel ratio, the results shown in FIGS. 8 and 9 were obtained.
【００１５】図９は、定格負荷でパイロット燃料の割合
を１００％（パイロット燃料のみ）から１０％まで変え
た時のＮＯx 排出量と燃焼効率及びＣＯ排出量を示した
ものである。パイロット燃料割合を１００％（パイロッ
ト燃料のみ）で燃焼させた場合、パイロット燃料噴射弁
１６から噴霧された液体ブタンがパイロット燃焼室１３
内で拡散燃焼を行ない、その時の燃焼火炎温度が比較的
高いためにＮＯx 排出量が一番多く排出されるが、一方
ＣＯ排出量はなく燃焼効率は１００％で燃焼している。
しかし、拡散燃焼を行うパイロット燃料の割合を減ら
し、メイン燃料の割合を増やすことによって、メイン燃
料の予蒸発予混合気の希薄燃焼が促進され、燃焼火炎温
度が低下してくるためにＮＯx 排出量が大きく低減され
てくることが分かる。パイロット燃料割合を１０％まで
減らすと、パイロット燃料割合が１００％の場合と比べ
て約１／５までＮＯx 排出量が低減されてくる。なお、
この時の燃焼効率の低下は非常に小さく良好な燃焼効率
が維持されている。FIG. 9 shows the NO x emission amount, the combustion efficiency and the CO emission amount when the proportion of the pilot fuel is changed from 100% (pilot fuel only) to 10% at the rated load. When the pilot fuel ratio is 100% (pilot fuel only), the liquid butane sprayed from the pilot fuel injection valve 16 becomes the pilot combustion chamber 13.
Diffusion combustion is carried out in the interior, and since the combustion flame temperature at that time is comparatively high, the largest amount of NO x emission is emitted, but there is no CO emission and combustion efficiency is 100%.
However, by reducing the proportion of the pilot fuel that performs diffusion combustion and increasing the proportion of the main fuel, lean combustion of the pre-evaporated pre-mixture of the main fuel is promoted, and the combustion flame temperature decreases, so NO x emissions It can be seen that the amount is greatly reduced. When the pilot fuel ratio is reduced to 10%, the NO x emission amount is reduced to about 1/5 as compared with the case where the pilot fuel ratio is 100%. In addition,
The decrease in combustion efficiency at this time is very small, and good combustion efficiency is maintained.
【００１６】図８は種々のパイロット燃料割合で燃焼さ
せた時のガスタービン出力に対するＮＯx の排出特性と
燃焼効率の特性を示したものである。図中実線ｂ及び
ｂ’はパイロット燃料のみで拡散燃焼させた場合のＮＯ
x 排出量及び燃焼効率を示し、定格負荷に達するにつれ
てＮＯx 排出量が著しく増加してくる。FIG. 8 shows NO x emission characteristics and combustion efficiency characteristics with respect to gas turbine output when combustion is carried out at various pilot fuel ratios. Solid lines b and b'in the figure represent NO when diffusion combustion is performed only with pilot fuel.
It shows x emission amount and combustion efficiency, and the NO x emission amount remarkably increases as the rated load is reached.
【００１７】一方、パイロット燃料の割合を２７％から
１０％まで下げてメイン燃料の予蒸発予混合希薄燃焼の
割合を増加させることによってＮＯx 排出量は定格負荷
を含む広い負荷の範囲で大きく低減されてくることが分
かる。また、この時のＮＯx排出量はパイロット燃料割
合を２７％から１０％に下げる程さらに低減されてく
る。しかし、図中、実線ｃ’に示すように低負荷領域で
燃焼効率の低下が大きくなるため、ある程度の負荷以下
ではパイロット燃料のみの燃焼に切り替えて燃焼効率の
低下を回避する必要がある。On the other hand, by reducing the proportion of pilot fuel from 27% to 10% and increasing the proportion of pre-evaporative premixed lean combustion of main fuel, the NO x emission amount is greatly reduced in a wide load range including the rated load. I understand that it will be done. Further, the NO x emission amount at this time is further reduced as the pilot fuel ratio is reduced from 27% to 10%. However, as shown by the solid line c ′ in the figure, the decrease in combustion efficiency becomes large in the low load region, so it is necessary to switch to combustion with only pilot fuel to avoid a decrease in combustion efficiency under a certain load or less.
【００１８】このようなことから、図１０に示すように
タービン負荷が４５％負荷程度までパイロット燃料と
し、それ以上のタービン負荷においてはパイロット燃料
割合を段階的に減少させるようにした定流量制御弁４
３，４４を設定するとともに、メイン燃料遮断弁４５を
制御することにより燃焼効率の低下を改善することがで
き、更に低ＮＯx 化を行うガスタービン燃焼器とするこ
とができるのである。From the above, as shown in FIG. 10, a constant flow control valve is used in which the turbine load is used as pilot fuel up to about 45% load, and the pilot fuel ratio is gradually reduced when the turbine load is higher than that. Four
By setting Nos. 3 and 44 and controlling the main fuel cutoff valve 45, it is possible to improve the decrease in combustion efficiency, and it is possible to obtain a gas turbine combustor that further reduces NO x .
【００１９】[0019]
【発明の効果】本発明にかかる液化ＬＰガス燃料を用い
るガスタービン用燃焼器は、燃焼器を外筒と該外筒内に
配置され、上部にパイロット燃料噴射弁を有するパイロ
ット燃焼室と下部に複数の予混合気管を取付けた予混合
燃焼室を形成した内筒とにより構成し、前記予混合気管
内にメイン燃料噴射弁を配置し、前記パイロット燃料噴
射弁及びメイン燃料噴射弁に液化ＬＰガス燃料供給管を
連接し、かつ、該パイロット燃料噴射弁及びメイン燃料
噴射弁に冷却空気を供給し、該冷却空気により液化ＬＰ
ガス燃料を冷却するように構成されている。A combustor for a gas turbine using liquefied LP gas fuel according to the present invention has a combustor disposed in an outer cylinder and an outer cylinder, and a pilot combustion chamber having a pilot fuel injection valve in the upper part and a pilot combustion chamber in the lower part. A main fuel injection valve is arranged in the premixed gas pipe, and a liquefied LP gas is provided in the pilot fuel injection valve and the main fuel injection valve. A fuel supply pipe is connected, cooling air is supplied to the pilot fuel injection valve and the main fuel injection valve, and liquefied LP is supplied by the cooling air.
It is configured to cool the gas fuel.
【００２０】従って、冷却空気により液化ＬＰガス燃料
の気化を防止するためその燃料を液体状態で使用するこ
とができ、その結果、気化器や配管ヒートトレース装置
等の設備が不要となり、かつ熱源をも不要とし、初期投
資と運転費用の低減を図ることができる。加えて、パイ
ロット燃料の割合をガスタービンの負荷に応じて変化、
即ち負荷の増大に応じて段階的に減少させるように制御
することによって低ＮＯx 化を図ることができるという
効果がある。Therefore, in order to prevent vaporization of the liquefied LP gas fuel by the cooling air, the fuel can be used in a liquid state, and as a result, equipment such as a vaporizer and a pipe heat tracing device is unnecessary, and a heat source is used. Is unnecessary, and initial investment and operating costs can be reduced. In addition, the proportion of pilot fuel varies with the load on the gas turbine,
That is, there is an effect that the NO x can be reduced by controlling so as to decrease stepwise according to the increase of the load.
【図１】ガスタービン用燃焼器の概略側面図である。FIG. 1 is a schematic side view of a gas turbine combustor.
【図２】燃料供給回路図である。FIG. 2 is a fuel supply circuit diagram.
【図３】パイロット燃料噴射弁の側断面図である。FIG. 3 is a side sectional view of a pilot fuel injection valve.
【図４】パイロット燃料噴射弁の先端部の拡大断面図で
ある。FIG. 4 is an enlarged cross-sectional view of a tip portion of a pilot fuel injection valve.
【図５】メイン燃料噴射弁の側断面図である。FIG. 5 is a side sectional view of a main fuel injection valve.
【図６】図５のＡ−Ａ断面図である。6 is a cross-sectional view taken along the line AA of FIG.
【図７】図５のＢ部拡大図である。FIG. 7 is an enlarged view of part B in FIG.
【図８】ガスタービン出力と燃焼効率、及びＮＯx 排出
特性図である。FIG. 8 is a gas turbine output, combustion efficiency, and NO x emission characteristic diagram.
【図９】パイロット燃料割合とＣＯ，ＮＯx 排出特性，
燃焼効率を示す特性図である。FIG. 9: Pilot fuel ratio and CO, NO x emission characteristics,
It is a characteristic view which shows combustion efficiency.
【図１０】ガスタービン負荷におけるパイロットとメイ
ン燃料割合図である。FIG. 10 is a pilot-to-main fuel ratio diagram for a gas turbine load.
【図１１】従来の気体燃料を用いるガスタービン用低Ｎ
Ｏx 燃焼器の概略側面図である。FIG. 11: Low N for gas turbine using conventional gas fuel
O x combustor is a schematic side view of a.
１ ガスタービン燃焼器本体 ２，１１ 外筒 ３，１２ 内筒 ４，１６ パイロッ
ト燃料噴射弁 ５，１３ パイロット燃焼室 ６，１７ 予混合気
管 ８，１５ 予混合燃焼室 ９，１８ メイン燃
料噴射弁 １９ 第１の燃料供給管路 ２０ スワラー ２１ ノズルケース ２２ 噴射ノズル本
体 ２３ 噴射ノズル ２４，３７ エアギ
ャップ ２５ 第１の冷却空気供給管 ２６ １次燃料供給
路 ２７ ２次燃料供給路 ２８ ２次渦巻室 ２９ １次渦巻室 ３０ 噴射孔 ３１ ノズル本体 ３２ 燃料供給路 ３３ 冷却空気供給路 ３４ 噴射ノズル ３５ 噴射口 ３８ 保護管 ３９ 第２の冷却空気供給管 ４０ 第２の燃料供
給管路 ４１ 第１の管路 ４２ 第２の管路 ４３，４４ 定流量制御弁 ４５ 定流量制御バ
イパス弁 ４６ メイン燃料遮断弁 ４７ パイロット燃
料遮断弁 ４８ 定流量割合切り替え弁1 gas turbine combustor main body 2,11 outer cylinder 3,12 inner cylinder 4,16 pilot fuel injection valve 5,13 pilot combustion chamber 6,17 premixed gas pipe 8,15 premixed combustion chamber 9,18 main fuel injection valve 19 First fuel supply pipe 20 Swirler 21 Nozzle case 22 Injection nozzle body 23 Injection nozzle 24,37 Air gap 25 First cooling air supply pipe 26 Primary fuel supply passage 27 Secondary fuel supply passage 28 Secondary swirl chamber 29 Primary swirl chamber 30 Injection hole 31 Nozzle body 32 Fuel supply channel 33 Cooling air supply channel 34 Injection nozzle 35 Injection port 38 Protective tube 39 Second cooling air supply tube 40 Second fuel supply channel 41 First channel 42 second pipe 43,44 constant flow control valve 45 constant flow control bypass valve 46 main fuel cutoff valve 47 pilot fuel cutoff valve 48 constant flow rate Switching valve
Claims (1)
部にパイロット燃料噴射弁を有するパイロット燃焼室と
下部に複数の予混合気管を取付けた予混合燃焼室と燃焼
室を形成した内筒とにより構成し、前記予混合気管内に
メイン燃料噴射弁を配置し、前記パイロット燃料噴射弁
及びメイン燃料噴射弁に液化ＬＰガス燃料供給管を連接
し、かつ、該パイロット燃料噴射弁及びメイン燃料噴射
弁に冷却空気を供給し、該冷却空気により液化ＬＰガス
燃料を冷却するように構成したことを特徴とする液化Ｌ
Ｐガス燃料を用いるガスタービン燃焼器。1. A combustion chamber is provided with a combustor and a pilot combustion chamber having a pilot fuel injection valve at an upper portion thereof and a premixing combustion chamber and a combustion chamber having a plurality of premixing tubes at a lower portion thereof. A main fuel injection valve is arranged in the premixed gas pipe, the liquefied LP gas fuel supply pipe is connected to the pilot fuel injection valve and the main fuel injection valve, and the pilot fuel injection valve Liquefied L, characterized in that cooling air is supplied to the main fuel injection valve and the liquefied LP gas fuel is cooled by the cooling air.
Gas turbine combustor using P gas fuel.
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| JP5347069A JP2580527B2 (en) | 1993-12-27 | 1993-12-27 | Gas turbine combustor using liquefied LP gas |
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| JP2580527B2 JP2580527B2 (en) | 1997-02-12 |
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ID=18387709
Family Applications (1)
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| JP5347069A Expired - Lifetime JP2580527B2 (en) | 1993-12-27 | 1993-12-27 | Gas turbine combustor using liquefied LP gas |
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Cited By (1)
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Citations (2)
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-
1993
- 1993-12-27 JP JP5347069A patent/JP2580527B2/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (2)
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| JPS58219329A (en) * | 1982-05-28 | 1983-12-20 | ベ−・ベ−・ツエ−・アクチエンゲゼルシヤフト・ブラウン・ボヴエリ・ウント・コンパニイ | Combustion chamber of gas turbine and method of operating the combustion chamber |
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