JPH08114327A - ガスタービン群の燃焼器 - Google Patents
ガスタービン群の燃焼器Info
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- JPH08114327A JPH08114327A JP7240132A JP24013295A JPH08114327A JP H08114327 A JPH08114327 A JP H08114327A JP 7240132 A JP7240132 A JP 7240132A JP 24013295 A JP24013295 A JP 24013295A JP H08114327 A JPH08114327 A JP H08114327A
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- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
- F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
- F23R3/20—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants incorporating fuel injection means
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02B—INTERNAL-COMBUSTION PISTON ENGINES; COMBUSTION ENGINES IN GENERAL
- F02B1/00—Engines characterised by fuel-air mixture compression
- F02B1/12—Engines characterised by fuel-air mixture compression with compression ignition
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- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Spray-Type Burners (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 主としてバーナなしの燃焼室と、主流に対し
て横方向に配置されたランス状の燃料噴射部とから成る
燃焼器を、密な状態で、つまり付加空気（例えばフィル
ム冷却空気）なしで、かつ有害物質の少ない予混合燃焼
によって働くようにする。 【解決手段】 燃料噴射部２が、後流区域における流れ
の速度プロフィールを均らし、かつ温度を低下させるた
めの手段を有している。
て横方向に配置されたランス状の燃料噴射部とから成る
燃焼器を、密な状態で、つまり付加空気（例えばフィル
ム冷却空気）なしで、かつ有害物質の少ない予混合燃焼
によって働くようにする。 【解決手段】 燃料噴射部２が、後流区域における流れ
の速度プロフィールを均らし、かつ温度を低下させるた
めの手段を有している。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービン群の
燃焼器であって、該燃焼器が、第１のタービンの下流側
かつ第２のタービンの上流側に配置されていて、第１の
タービンの流出平面と第２のタービンの上流側流入平面
との間に延びるバーナなしの燃焼室と、ランス状の燃料
噴射部とを備えており、該燃料噴射部が、主流に対して
横方向に、燃焼室のほぼ中心軸線にまで延びる燃料ノズ
ルホルダと、流れ方向で中心軸線に配置された、燃料ノ
ズルホルダに結合された燃料ノズルとから成っており、
燃焼器が予混合燃焼によって、かつフィルム冷却空気な
しで働くようになっており、燃焼器内への第１のタービ
ンの排ガスの進入温度が、燃料の自己着火温度を上回っ
ている形式のものに関する。
燃焼器であって、該燃焼器が、第１のタービンの下流側
かつ第２のタービンの上流側に配置されていて、第１の
タービンの流出平面と第２のタービンの上流側流入平面
との間に延びるバーナなしの燃焼室と、ランス状の燃料
噴射部とを備えており、該燃料噴射部が、主流に対して
横方向に、燃焼室のほぼ中心軸線にまで延びる燃料ノズ
ルホルダと、流れ方向で中心軸線に配置された、燃料ノ
ズルホルダに結合された燃料ノズルとから成っており、
燃焼器が予混合燃焼によって、かつフィルム冷却空気な
しで働くようになっており、燃焼器内への第１のタービ
ンの排ガスの進入温度が、燃料の自己着火温度を上回っ
ている形式のものに関する。
【０００２】さらに本発明は、このような後燃焼器を運
転する方法に関する。
転する方法に関する。
【０００３】
【従来の技術】気体燃料もしくは液体燃料のための自己
着火温度を上回る温度を有し、かつ有害物質の少ない予
混合燃焼が行われるような、常設ガスタービンのための
後燃焼器においては、しばしば組込み部が配置されてい
る。このような組込み部の後流は不所望の火炎ホルダの
危険を孕んでいる。
着火温度を上回る温度を有し、かつ有害物質の少ない予
混合燃焼が行われるような、常設ガスタービンのための
後燃焼器においては、しばしば組込み部が配置されてい
る。このような組込み部の後流は不所望の火炎ホルダの
危険を孕んでいる。
【０００４】このように燃料噴射部は、ガスタービン燃
焼器に組込まれた構成部分の一例として構造上しばし
ば、燃焼器の流れに晒された湾曲した供給部を介して実
現される。燃料ノズルの、主流に対してジオメトリック
に見て横方向に位置するホルダは、ノズル自体の鈍端と
同じように再循環流を備えた死水域を形成する。この場
所、つまり、ランス状の燃料噴射部の横方向に位置する
部分の背後の後流区域においては、局地的に再循環する
流れ特性によって、不十分な状態で混合された燃料・空
気混合物が再び上流側に搬送される恐れがある。これに
より、この後流においては、予混合火炎の代わりに、比
較的高い有害物質生産を伴う拡散火炎が生ぜしめられ
る。この火炎はこのような後流域においては安定的に燃
焼する。それというのは、常に燃料が流れ再循環によっ
て噴射個所から死水域に搬送されるからである。
焼器に組込まれた構成部分の一例として構造上しばし
ば、燃焼器の流れに晒された湾曲した供給部を介して実
現される。燃料ノズルの、主流に対してジオメトリック
に見て横方向に位置するホルダは、ノズル自体の鈍端と
同じように再循環流を備えた死水域を形成する。この場
所、つまり、ランス状の燃料噴射部の横方向に位置する
部分の背後の後流区域においては、局地的に再循環する
流れ特性によって、不十分な状態で混合された燃料・空
気混合物が再び上流側に搬送される恐れがある。これに
より、この後流においては、予混合火炎の代わりに、比
較的高い有害物質生産を伴う拡散火炎が生ぜしめられ
る。この火炎はこのような後流域においては安定的に燃
焼する。それというのは、常に燃料が流れ再循環によっ
て噴射個所から死水域に搬送されるからである。
【０００５】このような従来技術の欠点は、このような
火炎においては、燃焼ゾーンにおける比較的長い滞留時
間と高い火炎温度とによって、大抵の場合有害物質生成
が燃料噴射部下流側の所期の予混合燃焼に比べて著しく
高められることである。このような作用は、有害物質エ
ミッション値に対する要求が徐々に強まっている点から
見て望ましいものではない。
火炎においては、燃焼ゾーンにおける比較的長い滞留時
間と高い火炎温度とによって、大抵の場合有害物質生成
が燃料噴射部下流側の所期の予混合燃焼に比べて著しく
高められることである。このような作用は、有害物質エ
ミッション値に対する要求が徐々に強まっている点から
見て望ましいものではない。
【０００６】さらに、構成部分の熱負荷が高まる恐れが
あり、ひいては構成部分壁の比較的手間のかかる冷却が
必要となる。
あり、ひいては構成部分壁の比較的手間のかかる冷却が
必要となる。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】本発明の課題は、冒頭
で述べた形式の燃焼器を改良して、上記すべての欠点を
回避し、主としてバーナなしの燃焼室と、主流に対して
横方向に配置されたランス状の燃料噴射部とから成る密
な、つまり付加空気（例えばフィルム冷却空気）なしで
働きかつ有害物質の少ない予混合燃焼によって働く燃焼
器を提供することである。さらに本発明の課題は、燃料
噴射部の後流、つまり本来の燃焼ゾーンのはるか手前に
おける火炎の形成を抑制するような、前記燃焼器を運転
するための方法を提供することである。
で述べた形式の燃焼器を改良して、上記すべての欠点を
回避し、主としてバーナなしの燃焼室と、主流に対して
横方向に配置されたランス状の燃料噴射部とから成る密
な、つまり付加空気（例えばフィルム冷却空気）なしで
働きかつ有害物質の少ない予混合燃焼によって働く燃焼
器を提供することである。さらに本発明の課題は、燃料
噴射部の後流、つまり本来の燃焼ゾーンのはるか手前に
おける火炎の形成を抑制するような、前記燃焼器を運転
するための方法を提供することである。
【０００８】
【課題を解決するための手段】この課題を解決するため
に本発明の構成では、燃料噴射部が、後流区域における
流れの速度プロフィールを均らし、かつ温度を低下させ
るための手段を有しているようにした。
に本発明の構成では、燃料噴射部が、後流区域における
流れの速度プロフィールを均らし、かつ温度を低下させ
るための手段を有しているようにした。
【０００９】このような手段は、付加的な空気質量流を
案内するための、燃料噴射部内部に配置された空気供給
路であり、該供給路が吹出し開口に結合されており、該
吹出し開口が、燃料ノズルの、下流側に位置する部分に
設けられており、吹出し開口が主流方向に向けられてい
て、該吹出し開口の直径がほぼ１ｍｍであると有利であ
る。
案内するための、燃料噴射部内部に配置された空気供給
路であり、該供給路が吹出し開口に結合されており、該
吹出し開口が、燃料ノズルの、下流側に位置する部分に
設けられており、吹出し開口が主流方向に向けられてい
て、該吹出し開口の直径がほぼ１ｍｍであると有利であ
る。
【００１０】
【発明の効果】本発明の利点は特に、不所望の火炎ホル
ダ作用が減じられる一方で、燃料供給もしくは燃焼のま
えに付加空気と主質量流との良好な混合が得られるの
で、有害エミッションが減じられることである。さら
に、構成部分の付加的な熱負荷が阻止される。
ダ作用が減じられる一方で、燃料供給もしくは燃焼のま
えに付加空気と主質量流との良好な混合が得られるの
で、有害エミッションが減じられることである。さら
に、構成部分の付加的な熱負荷が阻止される。
【００１１】さらに、ノズルホルダと本来の燃料ノズル
との間に、主流の流れ方向において僅かな間隔（ホルダ
直径の５倍よりも小さい）しか設けられておらず、これ
により、燃料ノズルホルダの後流においても不所望の火
炎ホルダ作用が計算されなければならないような、ラン
ス状の燃料噴射部を備えた燃焼器の場合、空気供給路に
結合されたさらに別の吹出し開口が、燃料ノズルホルダ
の、下流側に位置する部分で少なくとも１つの列を成し
て配置されていると有利である。
との間に、主流の流れ方向において僅かな間隔（ホルダ
直径の５倍よりも小さい）しか設けられておらず、これ
により、燃料ノズルホルダの後流においても不所望の火
炎ホルダ作用が計算されなければならないような、ラン
ス状の燃料噴射部を備えた燃焼器の場合、空気供給路に
結合されたさらに別の吹出し開口が、燃料ノズルホルダ
の、下流側に位置する部分で少なくとも１つの列を成し
て配置されていると有利である。
【００１２】本発明による燃焼器を運転するための方法
の場合、燃料噴射部の、主流に対して横方向に位置する
部分の後流において、燃焼器内への吹出し開口を通って
付加的な空気質量流が本来の燃焼ゾーンの手前で吹出さ
れる。この場合、空気質量流の大きさは高温ガスの質量
流の０．５％よりも小さい。
の場合、燃料噴射部の、主流に対して横方向に位置する
部分の後流において、燃焼器内への吹出し開口を通って
付加的な空気質量流が本来の燃焼ゾーンの手前で吹出さ
れる。この場合、空気質量流の大きさは高温ガスの質量
流の０．５％よりも小さい。
【００１３】付加的な空気質量流が、加熱された燃料器
冷却空気から取出されると特に有利である。
冷却空気から取出されると特に有利である。
【００１４】
【発明の実施の形態】図面には、ガスタービン後燃焼器
のためのランス状の燃料ノズルの、本発明の実施例が示
されている。本発明の理解のために重要なエレメントの
み図示している。媒体の方向を矢印で示した。
のためのランス状の燃料ノズルの、本発明の実施例が示
されている。本発明の理解のために重要なエレメントの
み図示している。媒体の方向を矢印で示した。
【００１５】次に本発明を、図１〜４に示した実施の形
態について説明する。
態について説明する。
【００１６】図１は、ガスタービンプロセスに組込まれ
た後燃焼器１４を概略的に示している。この後燃焼器１
４は、圧縮ユニット（図示せず）と、この圧縮ユニット
に続いて設けられた第１の燃焼器（やはり図示せず）
と、この第１の燃焼器の下流側で作用する第１のタービ
ン１１との下流側に配置されている。さらに後燃焼器１
４の下流側では、第２のタービン１２が作用する。
た後燃焼器１４を概略的に示している。この後燃焼器１
４は、圧縮ユニット（図示せず）と、この圧縮ユニット
に続いて設けられた第１の燃焼器（やはり図示せず）
と、この第１の燃焼器の下流側で作用する第１のタービ
ン１１との下流側に配置されている。さらに後燃焼器１
４の下流側では、第２のタービン１２が作用する。
【００１７】後燃焼器１４は、第１のタービン１１の高
温排ガスの主流１で負荷される。この後燃焼器１４は、
バーナなしの燃焼室から成っている。この燃焼室は、第
１のタービン１１の流出平面と、第２のタービン１２の
上流側流入平面との間に延びている。この後燃焼器は、
有利には、中心軸線１５から見て軸線方向または準軸線
方向の連続した環状の円筒形状を有しており、混合ゾー
ンＭを備えた流入ゾーンＺと、燃焼ゾーンＶとから構成
されている。後燃焼器１４は軸線方向、準軸線方向また
はねじ状に配置された、閉じた複数の燃焼室から成って
いてもよい。
温排ガスの主流１で負荷される。この後燃焼器１４は、
バーナなしの燃焼室から成っている。この燃焼室は、第
１のタービン１１の流出平面と、第２のタービン１２の
上流側流入平面との間に延びている。この後燃焼器は、
有利には、中心軸線１５から見て軸線方向または準軸線
方向の連続した環状の円筒形状を有しており、混合ゾー
ンＭを備えた流入ゾーンＺと、燃焼ゾーンＶとから構成
されている。後燃焼器１４は軸線方向、準軸線方向また
はねじ状に配置された、閉じた複数の燃焼室から成って
いてもよい。
【００１８】後燃焼器を形成する環状の円筒体の周方向
において、ランス状の複数の燃料噴射部２が配置されて
いる。これらの燃料噴射部は、例えば図示していない環
状導管を介して互いに結合されており、この燃料噴射部
によって、燃料１３が高温ガス流に混合される。
において、ランス状の複数の燃料噴射部２が配置されて
いる。これらの燃料噴射部は、例えば図示していない環
状導管を介して互いに結合されており、この燃料噴射部
によって、燃料１３が高温ガス流に混合される。
【００１９】燃料１３としては気体燃料、例えば天然ガ
ス、またはオイル・水エマルジョンが使用される。僅か
なＮＯｘへの要求が徐々に高まっている理由から、有利
には天然ガス運転を行うことが望ましい。それというの
は、極めて低いＮＯｘ値が達成可能であるからである。
後燃焼器１４においては、有害物質の少ない予混合燃焼
が行われる。この後燃焼器内への進入温度は極めて高
い。それというのは、高温ガス（第１のタービンの排ガ
ス）がほぼ１０００°Ｃの温度を有しているからであ
る。従ってこのような温度は、燃料の自己着火温度より
も高い。
ス、またはオイル・水エマルジョンが使用される。僅か
なＮＯｘへの要求が徐々に高まっている理由から、有利
には天然ガス運転を行うことが望ましい。それというの
は、極めて低いＮＯｘ値が達成可能であるからである。
後燃焼器１４においては、有害物質の少ない予混合燃焼
が行われる。この後燃焼器内への進入温度は極めて高
い。それというのは、高温ガス（第１のタービンの排ガ
ス）がほぼ１０００°Ｃの温度を有しているからであ
る。従ってこのような温度は、燃料の自己着火温度より
も高い。
【００２０】混合区間Ｍにおいては、高温ガス１による
燃料１３の強力な混合が生ぜしめられる。有害物質の少
ない燃焼のためには、火炎Ｆが混合区間Ｍの下流側で初
めて安定的に燃焼し、燃料噴射部２の後流においてはま
だ燃焼しないようにしなければならない。それというの
は、さもなければ従来の技術において述べた欠点が生じ
てしまうからである。このような理由から液体燃料によ
る運転時には、純然たるオイルの代わりにオイル・水エ
マルジョンも使用される。それというのはこのオイル・
水エマルジョンは、純然たるオイルよりも着火するのが
遅いからである。
燃料１３の強力な混合が生ぜしめられる。有害物質の少
ない燃焼のためには、火炎Ｆが混合区間Ｍの下流側で初
めて安定的に燃焼し、燃料噴射部２の後流においてはま
だ燃焼しないようにしなければならない。それというの
は、さもなければ従来の技術において述べた欠点が生じ
てしまうからである。このような理由から液体燃料によ
る運転時には、純然たるオイルの代わりにオイル・水エ
マルジョンも使用される。それというのはこのオイル・
水エマルジョンは、純然たるオイルよりも着火するのが
遅いからである。
【００２１】図２は、後燃焼器１４の燃料噴射部２の領
域を拡大して示した部分縦断面図である。ランス状の燃
料噴射部２は、燃焼器壁７を通って後燃焼器１４の内部
に案内されている。この燃焼器壁は、燃焼器冷却空気４
の流れによって純然たる対流方向で冷却されて過熱を防
止され、燃焼器内に例えばフィルム冷却空気を進入させ
るための開口を有してはいない。この燃料噴射部は、燃
料ノズルホルダ８と燃料ノズル９とから成っている。円
筒形の燃料ノズルホルダ８は、後燃焼器１４の主流１に
対して横方向に設けられており、燃焼器の中心にまで、
つまり、符号Ｈ／２（燃料ノズルの領域において互いに
対向する燃焼器壁の相互の間隔Ｈの半分）にまで達して
いるので、この燃料ノズルホルダに続いて設けられた燃
料ノズル９もやはり主流１の中心に位置している。
域を拡大して示した部分縦断面図である。ランス状の燃
料噴射部２は、燃焼器壁７を通って後燃焼器１４の内部
に案内されている。この燃焼器壁は、燃焼器冷却空気４
の流れによって純然たる対流方向で冷却されて過熱を防
止され、燃焼器内に例えばフィルム冷却空気を進入させ
るための開口を有してはいない。この燃料噴射部は、燃
料ノズルホルダ８と燃料ノズル９とから成っている。円
筒形の燃料ノズルホルダ８は、後燃焼器１４の主流１に
対して横方向に設けられており、燃焼器の中心にまで、
つまり、符号Ｈ／２（燃料ノズルの領域において互いに
対向する燃焼器壁の相互の間隔Ｈの半分）にまで達して
いるので、この燃料ノズルホルダに続いて設けられた燃
料ノズル９もやはり主流１の中心に位置している。
【００２２】図２に示した実施例の場合、燃料ノズルホ
ルダ８と本来の燃料ノズル９との間に、比較的大きな距
離が流れ方向に存在している。このような距離はホルダ
直径の５倍よりも大きいことが望ましい。ただしこのこ
とは図２においては寸法通りには示されていない。これ
により、主流１に対して横方向に設けられた燃料ノズル
ホルダ８が、再循環流を備えた区域を形成しはするもの
の、このような再循環区域は無視することができる。そ
れというのは、燃料１３の噴射個所１０から大きく隔た
っていることに基づき、燃料はこのような区域には搬送
されないので、このような区域には不所望の火炎ホルダ
作用が生じることはないからである。
ルダ８と本来の燃料ノズル９との間に、比較的大きな距
離が流れ方向に存在している。このような距離はホルダ
直径の５倍よりも大きいことが望ましい。ただしこのこ
とは図２においては寸法通りには示されていない。これ
により、主流１に対して横方向に設けられた燃料ノズル
ホルダ８が、再循環流を備えた区域を形成しはするもの
の、このような再循環区域は無視することができる。そ
れというのは、燃料１３の噴射個所１０から大きく隔た
っていることに基づき、燃料はこのような区域には搬送
されないので、このような区域には不所望の火炎ホルダ
作用が生じることはないからである。
【００２３】しかしながら、燃料ノズル９の後流区域に
おいては状況は別である。この場所では、本発明による
手段を用いない場合、火炎速度に比べて小さな流れ速度
を備えた再循環流が通常生ぜしめられる。このような流
れ速度は、このような区域において不所望の火炎を安定
化するための要因である。局地的に再循環する流れ特性
によって、不十分な状態で混合された燃料・空気混合物
が再び上流側に搬送される。つまり、このような燃料・
空気混合物は下流側で行われる、有害物質の少ない予混
合燃焼には関与しないわけである。その代わりに、燃料
ノズル９の後流において、極めて高い有害物質生産を伴
う拡散フレームが生ぜしめられる。
おいては状況は別である。この場所では、本発明による
手段を用いない場合、火炎速度に比べて小さな流れ速度
を備えた再循環流が通常生ぜしめられる。このような流
れ速度は、このような区域において不所望の火炎を安定
化するための要因である。局地的に再循環する流れ特性
によって、不十分な状態で混合された燃料・空気混合物
が再び上流側に搬送される。つまり、このような燃料・
空気混合物は下流側で行われる、有害物質の少ない予混
合燃焼には関与しないわけである。その代わりに、燃料
ノズル９の後流において、極めて高い有害物質生産を伴
う拡散フレームが生ぜしめられる。
【００２４】燃料噴射部２に、速度プロフィールを均ら
し、かつ燃料ノズル９の後流区域における温度を低下さ
せるような手段が設けられていると、再循環流の不所望
の区域が減じられるかもしくは完全に排除される。この
ような手段は、図２〜５に示された燃料噴射部内部に配
置された空気供給路５と吹出し開口６である。これらを
通って付加的な空気質量流３が後燃焼器１４内に導入さ
れる。これらの吹出し開口６は、燃料ノズルの、下流側
に位置する部分に配置されている。
し、かつ燃料ノズル９の後流区域における温度を低下さ
せるような手段が設けられていると、再循環流の不所望
の区域が減じられるかもしくは完全に排除される。この
ような手段は、図２〜５に示された燃料噴射部内部に配
置された空気供給路５と吹出し開口６である。これらを
通って付加的な空気質量流３が後燃焼器１４内に導入さ
れる。これらの吹出し開口６は、燃料ノズルの、下流側
に位置する部分に配置されている。
【００２５】この付加的な空気質量流３は、例えば固有
に調製された、噴射個所１０から出た天然ガス噴流と混
合される。空気吹出しが火炎の上流側で、つまり本来の
燃焼ゾーンの手前で行われるので、このような空気も混
合され、予混合燃焼を妨げることはなく、この空気は完
全に燃焼に関与し、ひいては有害物質値の間接的な増大
を招くことはない。
に調製された、噴射個所１０から出た天然ガス噴流と混
合される。空気吹出しが火炎の上流側で、つまり本来の
燃焼ゾーンの手前で行われるので、このような空気も混
合され、予混合燃焼を妨げることはなく、この空気は完
全に燃焼に関与し、ひいては有害物質値の間接的な増大
を招くことはない。
【００２６】この実施例においては、付加的な空気質量
流３は、加熱された燃焼器冷却空気４から取出される。
勿論、この付加的な空気質量流３は他の空気流から取出
されてもよい。例えばこの空気質量流は燃焼器の外部に
配置されたプレナム室から取出されてよい。
流３は、加熱された燃焼器冷却空気４から取出される。
勿論、この付加的な空気質量流３は他の空気流から取出
されてもよい。例えばこの空気質量流は燃焼器の外部に
配置されたプレナム室から取出されてよい。
【００２７】これにより吹出し率に応じて、火炎ホルダ
作用の必要な減小が達成されるとともに、燃料のための
噴射個所１０の手前でつまり燃焼のまえに、付加的な空
気質量流３と主流１とを良好に混合することができる。
吹出し率の設定は、吹出された空気質量流が高温ガスの
質量流の０．５％よりも小さくなるように行うのが望ま
しい。
作用の必要な減小が達成されるとともに、燃料のための
噴射個所１０の手前でつまり燃焼のまえに、付加的な空
気質量流３と主流１とを良好に混合することができる。
吹出し率の設定は、吹出された空気質量流が高温ガスの
質量流の０．５％よりも小さくなるように行うのが望ま
しい。
【００２８】図４は、図２の部分横断面図である。ロー
マ数字Ｉで、ランス状の燃料噴射部２に流れが衝突する
まえの主流１の温度プロフィールおよび速度プロフィー
ルが示されている。ローマ数字ＩＩで、後流における速
度プロフィールが示されている。さらに、ローマ数字Ｉ
ＩＩで、後流における温度プロフィールが示されてい
る。燃料噴流の混合作用は示されていない。
マ数字Ｉで、ランス状の燃料噴射部２に流れが衝突する
まえの主流１の温度プロフィールおよび速度プロフィー
ルが示されている。ローマ数字ＩＩで、後流における速
度プロフィールが示されている。さらに、ローマ数字Ｉ
ＩＩで、後流における温度プロフィールが示されてい
る。燃料噴流の混合作用は示されていない。
【００２９】図５は、比較のために、従来技術に基づく
対応特性を示している。本発明により２つのポジティブ
な効果が得られる。すなわち、第１に、組込み部による
流れ速度の低下が減じられる。例えば速度差ΔＵが従来
技術と比較して半分になる。第２に、後流における温度
が低下する。すなわち、温度差ΔＴが得られる訳であ
る。これにより、着火遅延時間、つまり自己着火までの
時間が増大して、燃料と高温ガスとの良好な混合が行わ
れる。
対応特性を示している。本発明により２つのポジティブ
な効果が得られる。すなわち、第１に、組込み部による
流れ速度の低下が減じられる。例えば速度差ΔＵが従来
技術と比較して半分になる。第２に、後流における温度
が低下する。すなわち、温度差ΔＴが得られる訳であ
る。これにより、着火遅延時間、つまり自己着火までの
時間が増大して、燃料と高温ガスとの良好な混合が行わ
れる。
【００３０】別の実施例が図３に示されている。この実
施例に示されたランス状の燃料噴射部２の場合、主流１
に対して横方向に配置された燃料ノズルホルダ８と、本
来の燃料ノズル９との相互間隔は、図２に示した実施例
よりも著しく小さい。このことが意味するのは、燃料ノ
ズルホルダ８が燃料ノズル９自体の鈍端のように、再循
環流を備えた区域を形成する点である。従って燃料ノズ
ルホルダ８の後流において火炎ホルダ作用を抑制するた
めには、空気供給路５に結合された別の吹出し開口６
が、燃料ノズルホルダ８の、下流側に位置する部分に配
置されなければならない。これらの吹出し開口は複数列
を成して取付けられていると有利である。
施例に示されたランス状の燃料噴射部２の場合、主流１
に対して横方向に配置された燃料ノズルホルダ８と、本
来の燃料ノズル９との相互間隔は、図２に示した実施例
よりも著しく小さい。このことが意味するのは、燃料ノ
ズルホルダ８が燃料ノズル９自体の鈍端のように、再循
環流を備えた区域を形成する点である。従って燃料ノズ
ルホルダ８の後流において火炎ホルダ作用を抑制するた
めには、空気供給路５に結合された別の吹出し開口６
が、燃料ノズルホルダ８の、下流側に位置する部分に配
置されなければならない。これらの吹出し開口は複数列
を成して取付けられていると有利である。
【００３１】本発明の別の利点は、付加的な空気質量流
３が同時に、燃料ノズルホルダ８および燃料ノズル９の
場合によっては必要となる冷却にも貢献することであ
る。
３が同時に、燃料ノズルホルダ８および燃料ノズル９の
場合によっては必要となる冷却にも貢献することであ
る。
【図１】ガスタービン後燃焼器を概略的に示した縦断面
図である。
図である。
【図２】燃料ノズルホルダと本来の燃料ノズルとの流れ
方向における相互間隔が比較的大きい、燃焼器のランス
状の燃料噴射部の領域を示した部分縦断面図である。
方向における相互間隔が比較的大きい、燃焼器のランス
状の燃料噴射部の領域を示した部分縦断面図である。
【図３】燃料ノズルホルダと本来の燃料ノズルとの流れ
方向における相互間隔が比較的小さい、燃焼器のランス
状の燃料噴射部の領域を示した部分縦断面図である。
方向における相互間隔が比較的小さい、燃焼器のランス
状の燃料噴射部の領域を示した部分縦断面図である。
【図４】燃料噴射部の上流側における温度プロフィール
および速度プロフィール（Ｉ）と、燃料噴射部の下流
側、すなわち後流における温度プロフィール（ＩＩＩ）
および速度プロフィール（ＩＩ）とを示した各概略図を
付した、図２の４ａ−４ａ線に沿った横断面図である。
および速度プロフィール（Ｉ）と、燃料噴射部の下流
側、すなわち後流における温度プロフィール（ＩＩＩ）
および速度プロフィール（ＩＩ）とを示した各概略図を
付した、図２の４ａ−４ａ線に沿った横断面図である。
【図５】後流に影響を及ぼさない従来技術に基づいた、
図４と同様に示した図である。
図４と同様に示した図である。
【符号の説明】 １ 主流、 ２ 燃料噴射部、 ３ 空気質量流、 ４
燃焼器冷却空気、５ 空気供給路、 ６ 吹出し開
口、 ７ 燃焼器壁、 ８ 燃料ノズルホルダ、 ９
燃料ノズル、 １０ 噴射個所、 １１ 第１のタービ
ン、 １２ 第２のタービン、 １３ 燃料、 １４
後燃焼器、 １５ 中心軸線、 Ｔ 温度、 ΔＴ 温
度差、 Ｕ 速度、 ΔＵ 速度差、 Ｈ 間隔、 Ｚ
流入ゾーン、 Ｍ 混合ゾーン、 Ｖ 燃焼ゾーン
燃焼器冷却空気、５ 空気供給路、 ６ 吹出し開
口、 ７ 燃焼器壁、 ８ 燃料ノズルホルダ、 ９
燃料ノズル、 １０ 噴射個所、 １１ 第１のタービ
ン、 １２ 第２のタービン、 １３ 燃料、 １４
後燃焼器、 １５ 中心軸線、 Ｔ 温度、 ΔＴ 温
度差、 Ｕ 速度、 ΔＵ 速度差、 Ｈ 間隔、 Ｚ
流入ゾーン、 Ｍ 混合ゾーン、 Ｖ 燃焼ゾーン
Claims (5)
- 【請求項１】 ガスタービン群の燃焼器（１４）であっ
て、該燃焼器が、第１のタービン（１１）の下流側かつ
第２のタービン（１２）の上流側に配置されていて、第
１のタービン（１１）の流出平面と第２のタービン（１
２）の上流側流入平面との間に延びるバーナなしの燃焼
室と、ランス状の燃料噴射部（２）とを備えており、該
燃料噴射部が、主流（１）に対して横方向に、燃焼室の
ほぼ中心軸線にまで延びる燃料ノズルホルダ（８）と、
流れ方向で中心軸線に配置された、燃料ノズルホルダ
（８）に結合された燃料ノズル（９）とから成ってお
り、燃焼器（１４）が予混合燃焼によって、かつフィル
ム冷却空気なしで働くようになっており、燃焼器（１
４）内への第１のタービン（１１）の排ガスの進入温度
が、燃料（１３）の自己着火温度を上回っている形式の
ものにおいて、 燃料噴射部（２）が、後流区域における流れの速度プロ
フィールを均らし、かつ温度を低下させるための手段を
有していることを特徴とする、ガスタービン群の燃焼
器。 - 【請求項２】 流れの速度プロフィールを均らし、かつ
温度を低下させるための手段が、付加的な空気質量流
（３）を案内するための、燃料噴射部（２）内部に配置
された空気供給路（５）であり、該供給路が吹出し開口
（６）に結合されており、該吹出し開口が、燃料ノズル
（９）の、下流側に位置する部分に設けられており、吹
出し開口（６）が主流方向に向けられていて、該吹出し
開口の直径がほぼ１ｍｍである、請求項１記載の燃焼
器。 - 【請求項３】 燃料ノズルホルダ（８）と燃料ノズル
（９）との軸線方向の相互間隔が、燃料ノズルホルダの
直径の５倍よりも小さい燃料噴射部（２）が使用され、
空気供給路（５）に結合された別の吹出し開口（６）
が、燃料ノズルホルダ（８）の、下流側に位置する部分
に、少なくとも１つの列を成して配置されている、請求
項２記載の燃焼器。 - 【請求項４】 請求項１記載の燃焼器を運転する方法に
おいて、燃料噴射部（２）の、主流（１）に対して横方
向に位置する部分の後流で、燃焼器（１４）内への吹出
し開口（６）を通して、付加的な空気質量流（３）を本
来の燃焼ゾーンの手前で吹出し、空気質量流（３）の大
きさを高温ガス（１）の質量流の０．５％よりも小さく
することを特徴とする、燃焼器を運転する方法。 - 【請求項５】 付加的な空気質量流（３）を、加熱した
燃焼器冷却空気（４）から取出す、請求項４記載の方
法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CH94114893.4 | 1994-09-21 | ||
| EP94114893A EP0703413B1 (de) | 1994-09-21 | 1994-09-21 | Brennkammer einer Gasturbogruppe |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08114327A true JPH08114327A (ja) | 1996-05-07 |
| JP3927612B2 JP3927612B2 (ja) | 2007-06-13 |
Family
ID=8216305
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP24013295A Expired - Lifetime JP3927612B2 (ja) | 1994-09-21 | 1995-09-19 | ガスタービン群の燃焼器 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5603212A (ja) |
| EP (1) | EP0703413B1 (ja) |
| JP (1) | JP3927612B2 (ja) |
| DE (1) | DE59409252D1 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007046611A (ja) * | 2005-08-10 | 2007-02-22 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンシステムおよび稼働方法 |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2253888B1 (en) * | 2009-05-14 | 2013-10-16 | Alstom Technology Ltd | Burner of a gas turbine having a vortex generator with fuel lance |
| CA2824124C (en) * | 2012-08-24 | 2016-10-04 | Alstom Technology Ltd. | Method for mixing a dilution air in a sequential combustion system of a gas turbine |
| FR3011620B1 (fr) * | 2013-10-04 | 2018-03-09 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine pourvue d'un passage d'entree d'air ameliore en aval d'un orifice de passage de bougie |
Family Cites Families (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2537054A (en) * | 1947-07-18 | 1951-01-09 | Westinghouse Electric Corp | Combustion chamber fuel nozzle mounting |
| GB628366A (en) * | 1947-09-01 | 1949-08-26 | Donald Louis Mordell | Improvements relating to gas turbine engines |
| US3366373A (en) * | 1965-06-21 | 1968-01-30 | Zink Co John | Apparatus for adding heat to gas turbine exhaust |
| FR1588974A (ja) * | 1968-10-02 | 1970-03-16 | ||
| BE795529A (fr) * | 1972-02-17 | 1973-06-18 | Gen Electric | Allumeur monte sur un dispositif d'augmentation de la poussee de turboreacteurs et refroidi a l'air |
| US4085583A (en) * | 1975-03-31 | 1978-04-25 | The Boeing Company | Method for selectively switching motive fluid supply to an aft turbine of a multicycle engine |
| FR2392231A1 (fr) * | 1977-05-23 | 1978-12-22 | Inst Francais Du Petrole | Turbine a gaz comportant une chambre de combustion entre les etages de la turbine |
| US4180974A (en) * | 1977-10-31 | 1980-01-01 | General Electric Company | Combustor dome sleeve |
| CH666340A5 (en) * | 1985-05-29 | 1988-07-15 | Bbc Brown Boveri & Cie | Gas turbine combustion chamber - has fuel lines to burner nozzles extending through secondary air duct and contained in tubes connected to atmosphere |
| FR2588920B1 (fr) * | 1985-10-23 | 1987-12-04 | Snecma | Turboreacteur a postcombustion a injecteurs de postcombustion radiaux individuels |
| US4887425A (en) * | 1988-03-18 | 1989-12-19 | General Electric Company | Fuel spraybar |
| US5103630A (en) * | 1989-03-24 | 1992-04-14 | General Electric Company | Dry low NOx hydrocarbon combustion apparatus |
| US5184460A (en) * | 1991-01-30 | 1993-02-09 | The United States Of America As Represented By The Administrator, National Aeronautics And Space Administration | Multi-heat addition turbine engine |
| DE4236071C2 (de) * | 1992-10-26 | 2002-12-12 | Alstom | Verfahren für eine Mehrstufenverbrennung in Gasturbinen |
| DE4309131A1 (de) * | 1993-03-22 | 1994-09-29 | Abb Management Ag | Verfahren und Vorrichtung zur Nachlaufbeeinflussung bei Brennkammereinbauten |
| CH687269A5 (de) * | 1993-04-08 | 1996-10-31 | Abb Management Ag | Gasturbogruppe. |
| DE59309644D1 (de) * | 1993-09-06 | 1999-07-15 | Asea Brown Boveri | Verfahren zur Erstellung eines Teillastbetriebes bei einer Gasturbogruppe |
| US5408830A (en) * | 1994-02-10 | 1995-04-25 | General Electric Company | Multi-stage fuel nozzle for reducing combustion instabilities in low NOX gas turbines |
-
1994
- 1994-09-21 DE DE59409252T patent/DE59409252D1/de not_active Expired - Lifetime
- 1994-09-21 EP EP94114893A patent/EP0703413B1/de not_active Expired - Lifetime
-
1995
- 1995-08-03 US US08/510,658 patent/US5603212A/en not_active Expired - Lifetime
- 1995-09-19 JP JP24013295A patent/JP3927612B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007046611A (ja) * | 2005-08-10 | 2007-02-22 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンシステムおよび稼働方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0703413A1 (de) | 1996-03-27 |
| JP3927612B2 (ja) | 2007-06-13 |
| EP0703413B1 (de) | 2000-03-29 |
| DE59409252D1 (de) | 2000-05-04 |
| US5603212A (en) | 1997-02-18 |
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