JPH0719482A - ガスタービン燃焼器 - Google Patents

ガスタービン燃焼器

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JPH0719482A
JPH0719482A JP5157472A JP15747293A JPH0719482A JP H0719482 A JPH0719482 A JP H0719482A JP 5157472 A JP5157472 A JP 5157472A JP 15747293 A JP15747293 A JP 15747293A JP H0719482 A JPH0719482 A JP H0719482A
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Abstract

(57)【要約】 【目的】ＮＯｘの発生の多い拡散燃焼の割合を大幅に減
少させてより低ＮＯｘ化を図とともに、拡散燃焼割合を
減少させても安定した燃焼を確保することができるガス
タービン燃焼器を提供するにある。 【構成】ガスタービン燃焼器１５は、燃焼器ライナ２０
内に形成される燃焼室２１を、燃焼器ライナ２０頭部側
の第１段燃焼域２６とこの燃焼域２６下流側の第２段燃
焼域２７とに区画し、前記第１段燃焼域２６に第１段燃
料Ａを噴射する第１段燃料供給手段３０と、第２段燃焼
域２７に燃料希薄状態で予混合された第２段燃料Ｃを噴
射させる第２段燃料供給手段３１とをそれぞれ備えたガ
スタービン燃焼器１５において、前記第１段燃料供給手
段３０は、第１段燃料Ａを供給する第１段燃料ノズル３
１を、拡散燃焼用ノズル３５と予混合燃焼用ノズル３６
とを組み合せて構成し、上記予混合燃焼用ノズル３６は
第１段燃料Ａと空気とを予混合させる予混合部を途中に
備え、この予混合部は予混合流が縮流となるように上流
側より下流側の径を小さく設定したものである。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、空気と燃料を予混合し
て燃焼させるガスタービン燃焼器に係り、特にガスター
ビン排気中に含まれるＮＯｘ濃度を低減させるガスター
ビン燃焼器に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンプラントやコンバインドサ
イクル発電プラントには、ガスタービン燃焼器が複数台
組み込まれており、このガスタービン燃焼器にて燃焼せ
しめられた燃焼ガスをガスタービンに案内してガスター
ビンを駆動させるようになっている。この種のガスター
ビンプラントではタービン入口温度を上昇させるとター
ビン熱効率が向上することが知られており、タービン熱
効率を向上させるためにタービン入口温度すなわちガス
タービン燃焼等の出口温度の上昇が図られている。
【０００３】ガスタービン燃焼器は、ガスタービンや燃
焼器材料の耐熱限界によって燃焼ガス温度が種々の制約
を受けたり、ガスタービン燃焼器におけるＮＯｘ（窒素
酸化物）対策上、燃焼ガス温度は制約を受ける。
【０００４】ガスタービン燃焼器のＮＯｘ発生の主な原
因は、ガスタービン燃焼器内における燃焼ガスの局所的
な高温化が挙げられ、ＮＯｘ発生量はガスタービン燃焼
器の燃焼域の燃焼ガス温度に依存する。ＮＯｘは、ガス
タービン燃焼器内部で燃料と空気とが拡散混合して燃焼
する中で、燃料と空気とが当量比１に近い状態で断熱火
災温度に近い高温で拡散燃焼する場合、多量に発生す
る。
【０００５】ガスタービン燃焼器でＮＯｘの発生を低く
押える方法として燃料と空気を予め燃料希薄状態で混合
して燃焼させる希薄予混合燃焼方式がある。
【０００６】希薄予混合燃焼方式を採用したガスタービ
ン燃焼器に、実公平４−４３７２６号公報に開示された
ものがある。このガスタービン燃焼器は、図６に示すよ
うに、メイン燃料の予混合化に加えてパイロット燃料も
一部予混合化することにより、ＮＯｘ発生量の多い拡散
燃焼を減少させ、大幅な低ＮＯｘを図ったものである。
【０００７】図６に示す従来のガスタービン燃焼器は、
燃焼器ライナ１内が第１段燃焼域２と第２段燃焼域３と
に分けられる。燃焼器ライナ１の頭部にパイロット燃料
ノズル４が設けられ、この燃料ノズル４から第１段燃焼
域２にパイロット燃料Ａを供給している。
【０００８】また、燃焼器ライナ１の周りにはメイン燃
料ノズル５が噴出されるメイン燃料Ｃを空気と予混合さ
れる予混合ダクト６が設けられており、この予混合ダク
ト６で予混合されたメイン燃料Ｃは第２段燃焼域３に噴
射されて燃焼を行なうようになっている。
【０００９】一方、パイロット燃料ノズル４は、中心部
に軸方向に延びるパイロット燃料Ａの燃料通路部４ａが
設けられており、この燃料通路部４ａを取り囲むように
空気通路部４ｂが設けられる。空気通路部４ｂの入口お
よび出口（ライナ入口）には空気流を旋回させるスワラ
７，８が設置される。各スワラ７，８内またはスワラ下
流部にパイロット燃料Ａが噴出される構造となってい
る。
【００１０】従来のガスタービン燃焼器の運転は、着火
からガスタービン負荷がある程度部分負荷までは、図７
に示すようにパイロット燃料ノズル４から噴出されるパ
イロット燃料ａのみによる燃焼運転が行なわれる。この
とき、パイロット燃料の燃料流量は１個の燃料制御弁９
によりコントロールされてパイロット燃料ノズル４に供
給され、このパイロット燃料ノズル４でパイロット拡散
燃料ａとパイロット予混合燃料ｂに分けられる。
【００１１】パイロット拡散燃料ａはスワラ８により拡
散されて第１段燃焼域２に供給されて燃焼せしめられる
一方、パイロット予混合燃料ｂは空気通路部４ｂ内で空
気と均一に混合された後、スワラ８から第１段燃焼域２
内に噴射されて燃焼に供されるようになっている。
【００１２】このときパイロット拡散燃料ａとパイロッ
ト予混合燃料ｂの燃料配分は、各燃料噴射口の面積によ
り一義的に決定されるが、低ＮＯｘ化を図るため、スワ
ラ７，８および空気通路部４ｂの通路面積はパイロット
予混合燃料の燃空比（燃料の重量流量／空気の重量流
量）を充分に低くするように比較的大きく定められる。
【００１３】ガスタービンが高負荷運転域で運転される
ようになると、図７に示すように、燃料制御弁９を絞っ
てパイロット燃料Ａを減少させ、拡散燃焼割合を少なく
すると共に、燃料制御弁１０を開いてメイン燃料ノズル
５にメイン燃料Ｃを供給している。供給されたメイン燃
料Ｃは予混合ダクト６内で均一に混合された後、燃焼器
ライナ１内に噴射され、第２段燃焼域３で燃焼せしめら
れる。予混合ダクト６は、全燃料流量の７０〜８０％を
占めるメイン燃料を充分に希薄予混合させる空気が流れ
る通路面積が確保される。
【００１４】従来のガスタービン燃焼器では、メイン燃
料に加えてパイロット燃料Ａの一部を希薄予混合させて
いるためにパイロット拡散燃料ａの割合を少なくするこ
とができ、大幅な低ＮＯｘ化が図れる。しかし、この拡
散燃料ａの割合はパイロット燃料Ａの流量により一義的
に定まるため、全燃料流量に対し２０％程度までしか絞
ることができず、それ以上少なくすることが困難で、低
ＮＯｘ化にも限界があった。
【００１５】従来のガスタービン燃焼器の別の例とし
て、特開平４−９８０１４号公報に開示されたものがあ
る。このガスタービン燃焼器の例を図８および図９に示
す。このガスタービン燃焼器は図６に示すガスタービン
燃焼器と基本的な構造を同じとし、燃焼器ライナ１内に
形成される燃焼室が第１段燃焼域２とその下流側の第２
段燃焼室３とに分けられる。燃焼器ライナ１の周りに複
数の予混合ダクト（予混合管）６が設けられ、この予混
合ダクト６でメイン燃料を空気と燃料希薄状態で予め均
一に予混合した後、予混合されたメイン燃料を第２段燃
焼域３へ噴出し、燃焼させるようになっている。
【００１６】図８に示すガスタービン燃焼器は、パイロ
ット燃料ノズル４が拡散燃料ノズルのみで構成され、パ
イロット燃料ノズル４から噴出されるパイロット燃料Ａ
はパイロット燃焼用スワラ８によって旋回流に形成され
る。この旋回流はパイロット燃料ノズル４下流側の環状
旋回流ガイド１１によって案内され、旋回流ガイド１１
の中心部位置に形成される第１段燃焼域２での安定燃焼
を図っている。
【００１７】この安定燃焼はＮＯｘの多いパイロット拡
散燃焼を行なうパイロット燃料Ａが比較的少ない時にも
得られるのでパイロット燃料ノズル４による拡散燃焼を
少なくし、ＮＯｘ発生がほとんどないメイン燃料ノズル
５による予混合燃焼を多くする運転が可能となり、大幅
な低ＮＯｘ化が図られる。
【００１８】他方、図９に示すガスタービン燃焼器は、
図８に示すガスタービン燃焼器のパイロット燃料ノズル
４を一部予混合化して大幅な低ＮＯｘ化を図ったもので
ある。
【００１９】このガスタービン燃焼器は、パイロット燃
料ノズル４から噴射されるパイロット燃料Ａに旋回流を
与えるパイロット燃料用スワラ８の上流側にパイロット
予混合燃料ノズル７を追設し、この予混合燃料ノズル７
からパイロット予混合燃料ｂを噴射し、空気通路部１２
内で燃料希薄状態で混合し、第１段燃焼域２にて予混合
燃焼させるために、ＮＯｘの発生が少なくなっている。
その際、パイロット拡散燃料ａは図８に示すガスタービ
ン燃焼器に較べて少なくなっているので低ＮＯｘが達成
される。
【００２０】ところが、近年のガスタービンプラントに
おいては、ガスタービンの熱効率のより一層の効率化を
図るため、ガスタービン燃焼器での燃焼ガス温度の高温
化が模索されており、この燃焼ガス温度の高温化に伴っ
て低ＮＯｘ化への要求がより一層高まりつつある。低Ｎ
Ｏｘ化の目標値を達成するためには、ＮＯｘ発生量の多
い拡散燃焼を全燃焼量に対し数％程度に押え、残りの全
てをＮＯｘがほとんど生じない予混合希薄燃焼させる低
ＮＯｘのガスタービン燃焼器の開発が要求されている。
【００２１】
【発明が解決しようとする課題】図６に示す従来のガス
タービン燃焼器では、パイロット予混合燃料ｂを充分に
燃料希薄混合させるために、比較的多量の空気をパイロ
ット予混合燃料用スワラ７および空気通路部４ｂに流す
設計構造であるため、パイロット拡散燃料スワラ８が比
較的大型化し、小型化を図ることが困難である。このた
め、パイロット拡散燃料ａを全燃料流量の数％程度に減
少させると不完全燃焼や失火等の不安定燃焼が生じる問
題があった。１つのパイロット燃料ノズル４で燃料噴射
口からの差圧を充分に保持したまま、パイロット拡散燃
焼を全燃料流量の３０％程度から数％程度まで変化させ
る運転は不可能であった。
【００２２】また、図９に示すガスタービン燃焼器に関
しても全く同様な問題から全燃料に対するパイロット拡
散燃料ａを数％程度に絞り込めない問題がある。
【００２３】さらに、図８に示すガスタービン燃焼器で
は、パイロット燃料ノズル４が拡散燃料ノズルのみの構
成となっているため、メイン燃料Ｃによる予混合燃焼が
開始できるガスタービン負荷まではＮＯｘの発生の多い
パイロット拡散燃焼単独の運転となる。
【００２４】このパイロット拡散燃焼単独の運転では、
パイロット燃料による拡散燃焼を維持するため、拡散燃
焼に必要な比較的多い空気量をパイロット燃料用スワラ
８から流入させる設計となっている。このため、図８に
示すガスタービン燃焼器において、メイン燃料Ｃが投入
されて低ＮＯｘの予混合燃焼が開始されるガスタービン
高負荷域では、パイロット拡散燃料割合を低減させるこ
とができず、数％程度に減少させると、図４に示すガス
タービン燃焼器と同様、不完全燃焼や失火等の不安定燃
焼がさけられない問題がある。
【００２５】従来のガスタービン燃焼器では、全燃料流
量に対し数％のパイロット拡散燃焼を行なうための専用
の空気通路部と保炎機構を備えない欠点があった。
【００２６】本発明は、上述した事情を考慮してなされ
たもので、ＮＯｘの発生の多い拡散燃焼の割合を大幅に
減少させてより低ＮＯｘ化を図るとともに、拡散燃焼割
合を減少させても安定した燃焼を確保することができる
ガスタービン燃焼器を提供することを目的とする。
【００２７】本発明の他の目的は、ガスタービンの定常
負荷運転時に、拡散燃焼割合を全燃料流量の数％以内に
抑えて超低ＮＯｘ化を図るとともに、拡散燃焼用ノズル
の小型化による安定燃焼を確実に得られるようにしたガ
スタービン燃焼器を提供するにある。
【００２８】本発明のさらに他の目的は、第１段燃料ノ
ズルの予混合燃焼用ノズル内を案内される予混合流が縮
流となるようにして予混合燃料ガスの安定燃焼を逆火防
止を図ることができ、大幅な低ＮＯｘ化が図れるガスタ
ービン燃焼器を提供するにある。
【００２９】本発明の別の目的は、第１段燃料ノズルの
拡散燃焼用ノズルに形成される燃料通路部を、第１の燃
料通路部と第２の燃料通路部とに独立して形成し、各燃
料流量に適した燃料噴射口を形成することにより、より
一層安定化した燃焼を行なうことができるガスタービン
燃焼器を提供するにある。
【００３０】本発明のさらに別の目的は、第１段燃料ノ
ズルの予混合燃焼用ノズルに形成された予混合部で予混
合燃料と空気とをより一層均一に混合させ、低ＮＯｘ化
を図ることができるガスタービン燃焼器を提供するにあ
る。
【００３１】
【課題を解決するための手段】本発明に係るガスタービ
ン燃焼器は、上述した課題を解決するために、請求項１
に記載たように、燃焼器ライナ内に形成される燃焼室
を、燃焼器ライナ頭部側の第１段燃焼域とこの燃焼域下
流側の第２段燃焼域とに区画し、前記第１段燃焼域に第
１段燃料を噴射する第１段燃料供給手段と、第２段燃焼
域に燃料希薄状態で予混合された第２段燃料を噴射させ
る第２段燃料供給手段とをそれぞれ備えたガスタービン
燃焼器において、前記第１段燃料供給手段は、第１段燃
料を供給する第１段燃料ノズルを、拡散燃焼用ノズルと
予混合燃焼用ノズルとを組み合せて構成し、上記予混合
燃焼用ノズルは第１段燃料と空気とを予混合させる予混
合部を途中に備え、この予混合部は予混合流が縮流とな
るように上流側より下流側の径を小さく設定したもので
ある。
【００３２】また、上述した課題を解決するために、本
発明に係るガスタービン燃焼器は、請求項１の記載内容
に加えて、請求項２に記載したように、前記第１段燃料
ノズルは中央に拡散燃焼用ノズルが、この拡散燃焼用ノ
ズルを取り囲むように予混合燃焼用ノズルがそれぞれ設
けられたパイロット燃料ノズルであり、さらに、請求項
３に記載したように前記第１段燃料ノズルの拡散燃焼用
ノズルは中心部に軸方向に延びる燃料通路部が、この燃
料通路部の外周に空気通路部が、それぞれ形成され、空
気通路部の第１段燃焼域側に空気に旋回を付与するスワ
ラと燃料通路部からの燃料噴出口を設けたものであり、
さらに、請求項４に記載したように前記第１段燃料ノズ
ルの拡散燃焼用ノズルに形成される燃料通路部は、大流
量の第１段燃料を供給可能な第１の燃料通路部と全燃料
流量に対し数％程度の小流量の第１段燃料を供給可能な
第２の燃料通路部とがそれぞれ独立して設けられたもの
である。
【００３３】さらに、本発明に係るガスタービン燃焼器
は、上述した課題を解決するために、請求項１または２
の記載内容に加えて、請求項５に記載したように前記第
１段燃料ノズルの予混合燃焼用ノズルは、拡散燃焼用ノ
ズルを取り囲むようにアニュラー状の空気通路部を形成
し、この空気通路部は入口側に空気を旋回させるスワラ
を、途中に空気と燃料を予混合させる予混合部を設けた
ものであり、さらに、請求項６に記載したように前記第
１段燃料ノズルの予混合燃焼用ノズルは、アニュラー状
空気通路部に燃料を噴出させる燃料噴出口をスワラの上
流側および下流側の少なくとも一方に設けたり、また、
請求項７に記載したように予混合燃焼用ノズルの燃料噴
出口は、アニュラー状の空気通路部に放射状に突出する
複数の突起部にそれぞれ設けられたものである。
【００３４】
【作用】このガスタービン燃焼器は、第１段燃料供給手
段により燃焼器ライナ内の第１段燃焼域に燃料を噴射さ
せる一方、第２段燃料供給手段により燃料希薄状態で第
２段燃焼域に燃料を噴射させて燃焼器ライナ内で燃焼さ
せる一方、第１段燃料供給手段は、第１段燃料ノズルを
拡散燃焼用ノズルと予混合燃焼用ノズルとを組み合せて
構成し、拡散燃焼用ノズルで燃焼効率と燃焼安定性に優
れた拡散燃焼を実現するとともに、予混合燃焼用ノズル
でＮＯｘがほとんど発生しないように燃料希薄状態で予
混合する予混合部を上流側より下流側の径を小さくして
予混合ガスの安定燃焼と逆火防止を図ることができ、Ｎ
Ｏｘの発生の多い拡散燃焼の割合が極めて少ない状態で
安定燃焼を確保して大幅な低ＮＯｘ化が図れ、拡散燃焼
割合を減少させても安定した燃焼を確保できる。
【００３５】ガスタービン燃焼器に備えられる第１段燃
料ノズルの拡散燃焼用ノズルは中心部に燃料通路部をこ
の通路部周りに同心状に全燃料流量の数％の拡散燃料に
適した空気流量を流す空気通路部をそれぞれ形成し、空
気通路部の燃焼器ライナ入口側に空気に旋回を与えるス
ワラと燃料噴射口を設けた構造とすることにより、燃料
効率と燃焼安定性に優れた拡散燃焼を実現させることが
できる。
【００３６】その際、拡散燃焼用ノズルは、燃料通路部
を第１燃料通路部と第２燃料通路部とにそれぞれ独立さ
せて設けたので、第１燃料通路部をガスタービン低負荷
時に比較的多量の拡散燃焼用燃料を流す燃料通路に、第
２燃料通路部をガスタービン高負荷の低ＮＯｘ運転時に
全燃料流量に対し数％の拡散燃焼用燃料を流す燃料流路
として形成でき、各燃料通路部の下流側に各燃料流量に
適した開口面積の燃料噴射口を設けることにより、一層
安定した燃焼が得られ、超低ＮＯｘ化が図れる。また、
拡散燃焼用ノズルの空気通路部は全燃料流量の数％の拡
散燃料に対応した通路面積でよいので小型化が図れ、こ
の拡散燃焼用ノズルの小型化による安定燃焼が確実に得
られる。
【００３７】また第１段燃料供給手段の予混合燃焼用ノ
ズルにおいて燃料噴出部をアニュラー状の空気通路部に
対して放射方向に突起状に形成し、この突起部の軸方向
位置に複数の燃料噴出口を設けて燃料を分散して噴射す
る事により、より一層均一な混合が得られ、低ＮＯｘ化
を図ることが出来る。
【００３８】
【実施例】以下、本発明に係るガスタービン燃焼器の一
実施例について添付図面を参照して説明する。
【００３９】図１は本発明に係るガスタービン燃焼器１
５を採用したガスタービンプラント１６の略示図であ
る。このガスタービンプラント１６はガスタービン１７
と同軸にコンプレッサ１８を設けた例が代表的に示され
ている。このガスタービンプラント１６はコンプレッサ
１８の駆動により吐出された圧縮空気をガスタービン燃
焼器１５に案内し、このガスタービン燃焼器１５の燃焼
器ライナ２０内に形成される燃焼室２１で燃料とともに
燃焼させ、その燃焼ガスをトランジションピース２２を
経てガスタービン１７に案内し、このガスタービン１７
を駆動させて仕事をし、ガスタービン１７に連結された
発電機（図示せず）を回転駆動させるようになってい
る。
【００４０】ガスタービン燃焼器１５はコンプレッサ１
８とガスタービンの中間において周方向に複数台設置さ
れる。ガスタービン燃焼器１５は、図２に示すように燃
焼器外筒２３内に燃焼器ライナ２０が内筒として収納さ
れる。燃焼器ライナ２０内には燃焼室２１が形成され、
外筒２３と内筒２０との間に環状（スリーブ状）の圧縮
空気の流路２４が形成される。この空気流路２４を通っ
てコンプレッサ１５からの吐出空気が案内される。
【００４１】燃焼器ライナ２０内に形成される燃焼室２
１は燃焼器ライナ２０の頭部側に形成される第１段燃焼
域２６とこの燃焼域下流側に形成される第２段燃焼域２
７とに区画される。
【００４２】また、燃焼器ライナ２０の頭部側には第１
段燃焼域２６に第１段燃料としてのパイロット燃料を噴
射させる第１段燃料供給手段３０が設けられ、この第１
段燃料供給手段３０は第１段燃焼域２６にパイロット燃
料Ａを供給する第１段燃料ノズルとしてのパイロット燃
料ノズル３１が設置され、このパイロット燃料ノズル３
１の外側に第２段燃焼域２７に第２段燃料としてのメイ
ン燃料を供給する第２段燃料供給手段３２が設けられ
る。第２段燃料供給手段３２は、パイロット燃料ノズル
３１の外周側に設置された複数個の第２段燃料ノズルと
してのメイン燃料ノズル３３をする。パイロット燃料ノ
ズル３１とメイン燃料ノズル３３とは燃焼器外筒２３の
開口部を覆うヘッドプレート３４に設けられる。
【００４３】パイロット燃料ノズル３１は中央側のパイ
ロット拡散燃焼用ノズル３５と周辺側のパイロット予混
合燃焼用ノズル３６とから構成され、燃焼器ライナ２０
内の第１段燃焼域２６に燃料を噴射させるようになって
いる。
【００４４】パイロット拡散燃焼用ノズル３５の燃料通
路部３７は同心状の二重筒構造に形成され、中心側にパ
イロット第１拡散燃料ａ1 を案内するパイロット拡散燃
料第１通路部３８が、この第１通路部３８を取り囲むよ
うにパイロット第２拡散燃料ａ2 を流すパイロット拡散
燃料第２通路部３９がそれぞれ設けられる。
【００４５】パイロット拡散燃焼用ノズル３５には、さ
らに、パイロット拡散燃料第２通路部３９を取り囲むよ
うにアニュラー状（スリーブ状）のパイロット拡散燃焼
用空気通路部４０が構成される。この空気通路部４０は
全燃料流量に対し数％程度例えば２％〜４％の拡散燃料
に適した空気流量を流す流路構造に形成される。この拡
散燃焼用空気通路部４０の先端（燃焼器ライナ２０入口
側）には、図３に示すようにパイロット拡散燃焼用スワ
ラ４１と互いに独立したパイロット拡散燃料第１および
第２噴射口４３，４４が設けられる。パイロット拡散燃
料第１噴射口４３と２噴射口４４はパイロット拡散燃焼
用スワラ４１の旋回羽根（図示せず）間に開口する一
方、旋回羽根はパイロット拡散燃焼用空気通路部４０の
出口側に周方向に沿って複数枚、例えば１２枚設けられ
る。
【００４６】一方、パイロット燃料ノズル３１のパイロ
ット予混合燃焼用ノズル３６はパイロット拡散燃焼用ノ
ズル３５を取り囲む構造となっている。パイロット予混
合燃焼用ノズル３６はパイロット拡散燃焼用空気通路部
４０の外側に同心円状に形成されたパイロット予混合燃
焼用空気通路部４５を有し、この空気通路部４５はアニ
ュラー状（スリーブ状）通路となっている。パイロット
予混合燃焼用空気通路部４５の入口部にはパイロット予
混合燃焼用スワラ４６が、アニュラー状の空気通路部４
５のスワラ４６の下流側（あるいは上流側）には、パイ
ロット予混合燃焼用ノズル４７が放射状に突設される。
このパイロット予混合燃料ノズル４７へは、パイロット
予混合燃料ｂがパイロット予混合ヘッダ４８を経て予混
合燃料通路４９から供給される。
【００４７】パイロット予混合燃焼用ノズル３６の空気
通路４５は途中（スワラ４６の下流側）が空気とパイロ
ット予混合燃料とを混合させる予混合部として形成さ
れ、この予混合部は上流側から下流側の燃焼器ライナ入
口側の径が絞られて小径化され、予混合流は縮流となる
ように構成される。
【００４８】また、パイロット燃焼用ノズル３１のパイ
ロット拡散燃焼用ノズル３５のノズル先端部には図３に
示すように、冷却用エアーヘッダ５０が形成され、この
エアーヘッダ５０から燃焼器ライナ２０内に複数のイン
ピンジ孔（小孔）５１が穿設されており、パイロット拡
散燃焼用ノズル３５のライナ側端面を冷却している。エ
アーヘッダ５０にはパイロット拡散燃焼用ノズル３５の
空気通路部４０がパイロット拡散燃料第１および第２噴
射口４３，４４を迂回して延びるエア供給孔（図示せ
ず）を介して連通している。
【００４９】パイロット燃料ノズル３１に形成される空
気通路部４０，４５には連通口を介して空気流路２４に
連通されており、コンプレッサから吐出された圧縮空気
が連通口を介して各空気通路部４０，４５に逃られるよ
うになっている。
【００５０】他方、燃焼器ライナ２０の外周には、予混
合手段を構成する複数の予混合ダクトあるいは予混合管
５５がメイン燃料ノズル３３に対向して設置され、第２
段燃料供給手段３２が構成される。予混合ダクト５５の
入口には第２段燃料ノズルとしてのメイン燃料ノズル３
３が臨んでおり、メイン燃料ノズル３３から噴射される
メイン燃料Ｃと空気流路２４を通って送られた圧縮空気
ｄとを予混合ダクト５５内で均一に予混合させ、ダクト
出口から第２段燃焼域２７内に噴射させるようになって
いる。ダクト出口には予混合ダクト５５の長手方向に沿
って複数の燃料噴射口５６が開口している。
【００５１】次に、ガスタービン燃焼器１５の作用を説
明する。
【００５２】ガスタービン燃焼器１５の運転はガスター
ビン１７の運転に応じて制御され、ガスタービン１７が
着火してからガスタービン負荷が０％までは、第１段燃
料ノズルとしてのパイロット燃料ノズル３１のパイロッ
ト拡散燃料第１通路部３８のみにパイロット第１拡散燃
料ａ1 が供給される。
【００５３】パイロット拡散燃料第１通路部ａ1 は比較
的大きな開口面積を持つパイロット拡散燃料第１噴射口
４３から比較的多量のパイロット第１拡散燃料ａ1 が噴
出される。噴射されたパイロット第１拡散燃料ａ1 はパ
イロット拡散燃焼用スワラ４１から旋回して噴出される
燃焼空気と反応して拡散燃焼を行ない、第１段燃焼域２
６内で安定燃焼する。
【００５４】ガスタービン負荷が０％負荷から上昇する
に伴い、図４に示すように、トータル（全）燃料流量が
増加するので、パイロット第１拡散燃料ａ1 に加えてパ
イロット第２拡散燃料ａ2 およびパイロット予混合燃料
ｂを投入する。パイロット第２拡散燃料ａ2 はタービン
高負荷運転域において超低ＮＯｘ燃焼運転を行なう際の
安定な火種となるもので、ガスタービン１７の全運転負
域にわたって実線Ｆで示す全燃料流量の数％が常に投入
される。
【００５５】一方、パイロット予混合燃料ｂは、燃料と
空気の比である燃空比が予混合燃料の燃料希薄側で可燃
範囲に保たれるように燃料流量が決定される。トータル
燃料流量Ｆからパイロット第２拡散燃料ａ2 とパイロッ
ト予混合燃料流量ｂを引いた残りがパイロット第１拡散
燃料ａ1 として投入される。
【００５６】パイロット予混合燃焼用ノズル３６はアニ
ュラー状空気通路部４５に対して放射状（半径方向）に
突出して形成され、上記予混合燃料ノズル３６の軸方向
に複数の燃料噴射口が設けられているので、パイロット
予混合燃焼用ノズル３６の予混合部内で極めて均一な燃
料希薄予混合ガス（燃料）が得られる。したがって、燃
焼器ライナ２０の第１段燃焼域２６内で燃焼してもＮＯ
ｘはほとんど発生しない。
【００５７】パイロット予混合燃焼用ノズル３６の予混
合部の下流側（燃焼器ライナ入口側）の径を上流側の径
より小さくすることにより、予混合ガスの流速が増加
し、逆火防止を図ることができる。また、パイロット予
混合燃焼用スワラ４６の旋回角を例えば３０゜のよう
に、適切に設定することで、燃焼器ライナ２０内に噴射
されたパイロット予混合燃料ｂは、符号ｅで示すよう
に、安定火炎を形成しているパイロット拡散燃料ａ1 ，
ａ2 の流れｆを包み込むように流すことができ、燃焼効
率が高く、かつ安定した予混合燃焼が得られる。
【００５８】さらに、ガスタービン負荷が上昇すると、
燃焼器ライナ２０の燃焼室２１内での燃焼ガス温度が、
第２段燃料である予混合燃焼用メイン燃料Ｃを多量に投
入しても、ＣＯ等の未燃焼ガスがほとんど発生しない温
度に達する。
【００５９】このガスタービン負荷の時点で、図４に破
線ｇで示すようにメイン燃料Ｃを投入し、反対にパイロ
ット第１拡散燃料ａ1 を絞り込んで供給を停止させる。
このとき、パイロット第２拡散燃料ａ2 は全燃料流量の
数％、好ましくは２〜４％程度、パイロット予混合燃料
ｂは燃空比が、予混合ガス燃料の可燃範囲内で最も燃料
希薄となるように投入される。メイン燃料Ｃも予混合ダ
クト５５内の予混合メイン燃料ガスＣの燃空比が前記パ
イロット予混合燃料ガスｂと同レベルになるよう投入す
る。メイン燃料Ｃは、全燃料流量Ｆの７０％〜８０％程
度投入できるように設定されている。
【００６０】また、このガスタービン燃焼器１５は、パ
イロット予混合燃料ノズル３１のパイロット拡散燃焼用
ノズル３５の空気通路部４０にパイロット拡散燃焼用ス
ワラ４１を設定し、このスワラ４１は全燃料流量Ｆの数
％に適した空気量となるように通路面積が設計できるた
め、微小量のパイロット第２拡散燃料ａ2 での運転時に
も、極めて安定した循環流ｆを第１段燃焼域２６に形成
することができ、吹き消え等が生じず、安定燃焼が確保
される。
【００６１】また、パイロット第２拡散燃料噴射口４４
がパイロット第１拡散燃料噴射口４３から独立して設け
られているので、燃料噴射口前後の燃料差圧を必要充分
な値に設計できる。このため、燃焼振動が発生しない利
点がある。一方パイロット予混合燃焼用ノズル３６は、
前述の様にパイロット予混合燃料循環流ｅがパイロット
拡散燃料循環流ｆを包むように形成される構造となって
いるので稀薄な予混合パイロット燃料ガスｃでも充分安
定な燃焼が得られ、しかもＮＯｘがほとんど発生しな
い。
【００６２】さらにメイン燃料Ｃの予混合ガスは予混合
ダクト５５からライナ軸中心方向に、かつパイロット第
２拡散燃料ａ2 およびパイロット予混合燃料ｂが燃焼す
る安定な着火源である第１段燃焼域２６の直後の第２段
燃焼域２７に噴射されるので高効率で安定燃焼する。こ
の時メイン予混合燃料Ｃの燃焼からはほとんどＮＯｘが
発生しない。結局ＮＯｘは全燃料流量Ｆの数パーセント
の拡散燃焼から発生するのみでガスタービン燃焼器１５
全体としてはＮＯｘの発生が極めて少ない超低ＮＯｘ運
転が可能となる。
【００６３】このメイン燃料Ｃ投入直後のガスタービン
負荷から１００％のタービン負荷までの間はガスタービ
ン燃焼器１５出口の燃焼ガス温度がほぼ一定に保たれ
る。つまりトータル燃料Ｆとトータル空気量の比が常に
ほぼ一定の安定した運転となる。したがって図４に示す
ようにトータル燃料に対するパイロット第２拡散燃料ａ
2 、パイロット予混合燃料ｂおよびメイン燃料流量Ｃの
割合をほぼ一定に保った安定運転が出来、広いガスター
ビン負荷域にわたって超低ＮＯｘ化を達成することが出
来る。
【００６４】図５は、このガスタービン燃焼器１５の運
転で発生するＮＯｘ特性を、低ＮＯｘ化された従来のガ
スタービン燃焼器のＮＯｘ特性と比較した実験データで
あり、このデータから、ガスタービン燃焼器１５は従来
の低ＮＯｘガスタービン燃焼器に較べて、ＮＯｘ値が１
／２〜１／３に減少することがわかる。このガスタービ
ン燃焼器１５において、ＮＯｘ値がピーク値ｈをとると
き、例えば２０％〜２０数％のタービン負荷のとき、予
混合メイン燃料Ｃの投入が開始され、例えば３０％程度
のガスタービン負荷時にＮＯｘ値が最小になる。このと
き、パイロット第１拡散燃料ａ1 の供給が停止される。
【００６５】なお、本発明に係るガスタービン燃焼器に
おいては、燃焼性能が最も優れた基本的な構成例を一実
施例で示したが、種々の変形が考えられる。
【００６６】例えば、パイロット拡散燃料第１および第
２通路部の位置を入れ替えたり、パイロット予混合燃料
ノズルをパイロット予混合燃焼用スワラの上流側に配置
したり、パイロット予混合燃料ノズルを突起形状に形成
する必要がなく、パイロット予混合燃焼用空気通路部の
内壁面あるいは外壁面、その他からパイロット予混合燃
料を上記空気通路部に噴射させるようにしてもよく、さ
らに、パイロット拡散燃料通路部が第１燃料通路と第２
燃料通路に分割されず、一体で１つの燃料通路構造とし
てもよい。
【００６７】
【発明の効果】以上に述べたように、本発明に係るガス
タービン燃焼器は、第１段燃料供給手段により燃焼器ラ
イナ内の第１段燃焼域に燃料を噴射させる一方、第２段
燃料供給手段により燃料希薄状態で第２段燃焼域に燃料
を噴射させて燃焼器ライナ内で燃焼させる一方、第１段
燃料供給手段は、第１段燃料ノズルを拡散燃焼用ノズル
と予混合燃焼用ノズルとを組み合せて構成し、拡散燃焼
用ノズルで燃焼効率と燃焼安定性に優れた拡散燃焼を実
現するとともに、予混合燃焼用ノズルでＮＯｘがほとん
ど発生しないように燃料希薄状態で予混合する予混合部
を上流側より下流側の径を小さくして予混合ガスの安定
燃焼と逆火防止を図ることができ、ＮＯｘの発生の多い
拡散燃焼の割合が極めて少ない状態で安定燃焼を確保し
て大幅な低ＮＯｘ化が図れ、安定燃焼を確保しながら拡
散燃焼割合を減少させることができる。
【００６８】ガスタービン燃焼器に備えられる第１段燃
料ノズルの拡散燃焼用ノズルは中心部に燃料通路部をこ
の通路部周りに同心状に全燃料流量の数％の拡散燃料に
適した空気流量を流す空気通路部をそれぞれ形成し、空
気通路部の燃焼器ライナ入口側に空気に旋回を与えるス
ワラと燃料噴射口を設けた構造とすることにより、燃料
効率と燃焼安定性に優れた拡散燃焼を実現させることが
できる。
【００６９】その際、拡散燃焼用ノズルは、燃料通路部
を第１燃料通路部と第２燃料通路部とにそれぞれ独立さ
せて設けたので、第１燃料通路部をガスタービン低負荷
時に比較的多量の拡散燃焼用燃料を流す燃料通路に、第
２燃料通路部をガスタービン高負荷の低ＮＯｘ運転時に
全燃料流量に対し数％の拡散燃焼用燃料を流す燃料流路
として形成でき、各燃料通路部の下流側に各燃料流量に
適した開口面積の燃料噴射口を設けることにより、一層
安定した燃焼が得られ、超低ＮＯｘ化が図れる。また、
拡散燃焼用ノズルの空気通路部は全燃料流量の数％の拡
散燃料に対応した通路面積でよいので小型化が図れ、こ
の拡散燃焼用ノズルの小型化による安定燃焼が確実に得
られる。
【００７０】また第１段燃料供給手段の予混合燃焼用ノ
ズルにおいて燃料噴出部をアニュラー状の空気通路部に
対して放射方向に突起状に形成し、この突起部の軸方向
位置に複数の燃料噴出口を設けて燃料を分散して噴射す
る事により、より一層均一な混合が得られ、低ＮＯｘ化
を図ることが出来る。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係るガスタービン燃焼器を適用したガ
スタービンプラントを例示する略示断面図。
【図２】本発明に係るガスタービン燃焼器の一実施例を
示す縦断面図。
【図３】本発明のガスタービン燃焼器に組み込まれる第
１段燃料ノズルとしてのパイロット燃料ノズルのパイロ
ット拡散燃焼用ノズルの先端部分を示す詳細図。
【図４】本発明に係るガスタービン燃焼器の各燃料流量
とガスタービン負荷の関係（燃料配分）を示す図。
【図５】本発明に係るガスタービン燃焼器のガスタービ
ン負荷に対するＮＯｘ濃度を従来のガスタービン燃焼器
のＮＯｘ濃度と比較して示す図。
【図６】低ＮＯｘ化した従来のガスタービン燃焼器の一
構造例を示す図。
【図７】図６に示すガスタービン燃焼器における各燃料
配分を示す図。
【図８】低ＮＯｘ化した従来のガスタービン燃焼器の他
の構造例を示す断面図。
【図９】図８に示す従来のガスタービン燃焼器を変形さ
せた構造例を示す図。
【図１０】図９に示すガスタービン燃焼器における各燃
料配分を示す図。
【符号の説明】
１５ ガスタービン燃焼器 １６ ガスタービンプラント １７ ガスタービン １８ コンプレッサ ２０ 燃焼器ライナ ２１ 燃焼室 ２２ トランジションピース ２３ 燃焼器外筒 ２４ 空気流路 ２６ 第１段燃焼域 ２７ 第２段燃焼域 ３０ 第１段燃料供給手段 ３１ パイロット燃料ノズル（第１段燃料ノズル） ３２ 第２段燃料供給手段 ３３ メイン燃料ノズル（第２段燃料ノズル） ３４ ヘッドプレート ３５ パイロット拡散燃焼用ノズル ３６ パイロット予混合燃焼用ノズル ３７ 燃料通路部 ３８ パイロット拡散燃料第１通路部 ３９ パイロット拡散燃料第２通路部 ４０ パイロット拡散燃焼用空気通路部 ４１ パイロット拡散燃焼用スワラ ４３ パイロット拡散燃料第１噴射口 ４４ パイロット拡散燃料第２噴射口 ４５ パイロット予混合燃焼用空気通路部 ５０ 冷却用エアーヘッダ

Claims (7)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 燃焼器ライナ内に形成される燃焼室を、
    燃焼器ライナ頭部側の第１段燃焼域とこの燃焼域下流側
    の第２段燃焼域とに区画し、前記第１段燃焼域に第１段
    燃料を噴射する第１段燃料供給手段と、第２段燃焼域に
    燃料希薄状態で予混合された第２段燃料を噴射させる第
    ２段燃料供給手段とをそれぞれ備えたガスタービン燃焼
    器において、前記第１段燃料供給手段は、第１段燃料を
    供給する第１段燃料ノズルを、拡散燃焼用ノズルと予混
    合燃焼用ノズルとを組み合せて構成し、上記予混合燃焼
    用ノズルは第１段燃料と空気とを予混合させる予混合部
    を途中に備え、この予混合部は予混合流が縮流となるよ
    うに上流側より下流側の径を小さく設定したことを特徴
    とするガスタービン燃焼器。
  2. 【請求項２】 前記第１段燃料ノズルは中央に拡散燃焼
    用ノズルが、この拡散燃焼用ノズルを取り囲むように予
    混合燃焼用ノズルがそれぞれ設けられたパイロット燃料
    ノズルである請求項１に記載のガスタービン燃焼器。
  3. 【請求項３】 前記第１段燃料ノズルの拡散燃焼用ノズ
    ルは中心部に軸方向に延びる燃料通路部が、この燃料通
    路部の外周に空気通路部が、それぞれ形成され、空気通
    路部の第１段燃焼域側に空気に旋回を付与するスワラと
    燃料通路部からの燃料噴出口を設けた請求項１または２
    に記載のガスタービン燃焼器。
  4. 【請求項４】 前記第１段燃料ノズルの拡散燃焼用ノズ
    ルに形成される燃料通路部は、大流量の第１段燃料を供
    給可能な第１の燃料通路部と全燃料流量に対し数％程度
    の小流量の第１段燃料を供給可能な第２の燃料通路部と
    がそれぞれ独立して設けられた請求項３に記載のガスタ
    ービン燃焼器。
  5. 【請求項５】 前記第１段燃料ノズルの予混合燃焼用ノ
    ズルは、拡散燃焼用ノズルを取り囲むようにアニュラー
    状の空気通路部を形成し、この空気通路部は入口側に空
    気を旋回させるスワラを、途中に空気と燃料を予混合さ
    せる予混合部を設けた請求項１または２に記載のガスタ
    ービン燃焼器。
  6. 【請求項６】 前記第１段燃料ノズルの予混合燃焼用ノ
    ズルは、アニュラー状空気通路部に燃料を噴出させる燃
    料噴出口をスワラの上流側および下流側の少なくとも一
    方に設けた請求項５に記載のガスタービン燃焼器。
  7. 【請求項７】 予混合燃焼用ノズルの燃料噴出口は、ア
    ニュラー状の空気通路部に放射状に突出する複数の突起
    部にそれぞれ設けられた請求項６に記載のガスタービン
    燃焼器。
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