JPH09264536A - ガスタービン燃焼器 - Google Patents
ガスタービン燃焼器Info
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- JPH09264536A JPH09264536A JP7399496A JP7399496A JPH09264536A JP H09264536 A JPH09264536 A JP H09264536A JP 7399496 A JP7399496 A JP 7399496A JP 7399496 A JP7399496 A JP 7399496A JP H09264536 A JPH09264536 A JP H09264536A
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- pilot
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- gas turbine
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Abstract
(57)【要約】 （修正有）
【課題】第１段燃焼領域用パイロット用燃料ノズル及
び、第２段燃焼領域用メイン用燃料ノズルの両者に液体
燃料、気体燃料の何れの燃種も供給可能とし、低ＮＯｘ
化を図るガスタービン燃焼器を提供する。 【解決手段】パイロット用燃料供給部８はパイロット用
燃料ノズル９と、第１パイロット用燃料ノズル１４と、
第１パイロット用燃種に応じて液体燃料，気体燃料，空
気の何れかを選択的に噴射する第２パイロット用燃料ノ
ズル１５と、第３パイロット用燃料ノズル１６の夫々に
区画する一方、メイン用燃料供給部１０は複数のメイン
用燃料ノズル１１と、これら同ノズル毎に臨みメイン用
燃料に空気を加えて燃料希薄状態にする予混合ダクト１
２とを夫々備えると共に、メイン用燃料供給部に液体燃
料又は気体燃料の何れかを選択的に供給する第１及び第
２燃料通路３３，３５を設けた。
び、第２段燃焼領域用メイン用燃料ノズルの両者に液体
燃料、気体燃料の何れの燃種も供給可能とし、低ＮＯｘ
化を図るガスタービン燃焼器を提供する。 【解決手段】パイロット用燃料供給部８はパイロット用
燃料ノズル９と、第１パイロット用燃料ノズル１４と、
第１パイロット用燃種に応じて液体燃料，気体燃料，空
気の何れかを選択的に噴射する第２パイロット用燃料ノ
ズル１５と、第３パイロット用燃料ノズル１６の夫々に
区画する一方、メイン用燃料供給部１０は複数のメイン
用燃料ノズル１１と、これら同ノズル毎に臨みメイン用
燃料に空気を加えて燃料希薄状態にする予混合ダクト１
２とを夫々備えると共に、メイン用燃料供給部に液体燃
料又は気体燃料の何れかを選択的に供給する第１及び第
２燃料通路３３，３５を設けた。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービン燃焼
器に係り、特に燃焼室に燃料を噴射する燃料供給部が液
体燃料，気体燃料いずれの燃料種にも適用でき、また液
体燃料，気体燃料を同時に併用でき、これら燃料種を選
択することによりガスタービン排ガス中のＮＯｘ濃度を
少なくするガスタービン燃焼器に関する。
器に係り、特に燃焼室に燃料を噴射する燃料供給部が液
体燃料，気体燃料いずれの燃料種にも適用でき、また液
体燃料，気体燃料を同時に併用でき、これら燃料種を選
択することによりガスタービン排ガス中のＮＯｘ濃度を
少なくす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、空気圧縮機とガスタービンと
の間に複数個のガスタービン燃焼器が組み込まれてお
り、ガスタービン燃焼器で生成された燃焼ガスをガスタ
ービンに案内し、ガスタービンを駆動させるようになっ
ている。
イクル発電プラントには、空気圧縮機とガスタービンと
の間に複数個のガスタービン燃焼器が組み込まれてお
り、ガスタービン燃焼器で生成された燃焼ガスをガスタ
ービンに案内し、ガスタービンを駆動させるようになっ
ている。
【０００３】近年、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は、タービン熱効率を向上させ
るためガスタービン燃焼器の燃焼ガスの高温化（ガスタ
ービン入口温度の高温化）が図られているが、燃焼ガス
の高温化に伴ってガスタービン排ガス中のＮＯｘ濃度も
高くなり、環境に与える影響が大きいため、現在、ガス
タービン排ガス中のＮＯｘ濃度低減化を図る技術が模索
されている。
ドサイクル発電プラントは、タービン熱効率を向上させ
るためガスタービン燃焼器の燃焼ガスの高温化（ガスタ
ービン入口温度の高温化）が図られているが、燃焼ガス
の高温化に伴ってガスタービン排ガス中のＮＯｘ濃度も
高くなり、環境に与える影響が大きいため、現在、ガス
タービン排ガス中のＮＯｘ濃度低減化を図る技術が模索
されている。
【０００４】ガスタービン燃焼器のＮＯｘ発生の主要因
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
の燃焼ガス温度に依存している。ＮＯｘは、ガスタービ
ン燃焼器内で燃料と空気とが拡散混合して燃焼する中
で、燃料と空気とが燃空比１に近い状態のときに高温拡
散燃焼する場合、多量に発生する。
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
の燃焼ガス温度に依存している。ＮＯｘは、ガスタービ
ン燃焼器内で燃料と空気とが拡散混合して燃焼する中
で、燃料と空気とが燃空比１に近い状態のときに高温拡
散燃焼する場合、多量に発生する。
【０００５】従来、ガスタービン燃焼器内で発生するＮ
Ｏｘを低く抑える方法には、燃料に予め空気を加えて燃
料希薄状態にして燃焼させる希薄予混合燃焼方式や燃焼
ガス中に水や蒸気を投入する水・蒸気噴射燃焼方式が既
に提案されている。
Ｏｘを低く抑える方法には、燃料に予め空気を加えて燃
料希薄状態にして燃焼させる希薄予混合燃焼方式や燃焼
ガス中に水や蒸気を投入する水・蒸気噴射燃焼方式が既
に提案されている。
【０００６】希薄予混合燃焼域を適用するガスタービン
燃焼器は、燃焼室の頭部側を第１段燃焼領域に、その頭
部の下流側を第２段燃焼領域にそれぞれ区分けし、第１
段燃焼領域に比較的少量の燃料を噴射し、高温の燃焼ガ
スを生成させ、この燃焼ガスを火炎（火種）にして第２
段燃焼領域に多量の希薄予混合燃料を噴射し、局所的高
温の燃焼ガスの発生を防止することによりＮＯｘの発生
を低く抑えていた。この場合、第１段燃焼領域に液体燃
料を噴射するパイロット用燃料供給部は、パイロット用
燃料ノズルを同芯的に取り囲み液体燃料を微粒化させる
燃焼用空気ノズルを備え、燃焼用空気ノズルにより微燃
化した液体燃料を拡散燃焼させていた。また、第２段燃
焼領域に液体燃料を噴射するメイン用燃料供給部は、メ
イン用燃料ノズルと予混合ダクトとをそれぞれ備え、予
混合ダクトでメイン用燃料ノズルから噴射する液体燃料
に空気を加えて燃料希薄状態の予混合燃料にし、ガスタ
ービン駆動用の燃焼ガスを生成していた。
燃焼器は、燃焼室の頭部側を第１段燃焼領域に、その頭
部の下流側を第２段燃焼領域にそれぞれ区分けし、第１
段燃焼領域に比較的少量の燃料を噴射し、高温の燃焼ガ
スを生成させ、この燃焼ガスを火炎（火種）にして第２
段燃焼領域に多量の希薄予混合燃料を噴射し、局所的高
温の燃焼ガスの発生を防止することによりＮＯｘの発生
を低く抑えていた。この場合、第１段燃焼領域に液体燃
料を噴射するパイロット用燃料供給部は、パイロット用
燃料ノズルを同芯的に取り囲み液体燃料を微粒化させる
燃焼用空気ノズルを備え、燃焼用空気ノズルにより微燃
化した液体燃料を拡散燃焼させていた。また、第２段燃
焼領域に液体燃料を噴射するメイン用燃料供給部は、メ
イン用燃料ノズルと予混合ダクトとをそれぞれ備え、予
混合ダクトでメイン用燃料ノズルから噴射する液体燃料
に空気を加えて燃料希薄状態の予混合燃料にし、ガスタ
ービン駆動用の燃焼ガスを生成していた。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】最近のガスタービンプ
ラントやコンバインドサイクル発電プラントにおいて
は、タービン熱効率をさらに飛躍的に向上させるため、
ガスタービン燃焼器での燃焼ガスの高温化が図られてい
るが、燃焼ガスの高温化に伴ってより一層の発生濃度の
低いＮＯｘが求められている。ＮＯｘの発生濃度をより
一層低くするためには、パイロット用燃料供給部から第
１段燃焼領域に噴射する液体燃料の使用量を従来よりも
少なくし、残りの全てをメイン用燃料供給部から第２段
燃焼領域に噴射する希薄液体燃料で燃焼ガスを生成する
ことが必要になってきている。
ラントやコンバインドサイクル発電プラントにおいて
は、タービン熱効率をさらに飛躍的に向上させるため、
ガスタービン燃焼器での燃焼ガスの高温化が図られてい
るが、燃焼ガスの高温化に伴ってより一層の発生濃度の
低いＮＯｘが求められている。ＮＯｘの発生濃度をより
一層低くするためには、パイロット用燃料供給部から第
１段燃焼領域に噴射する液体燃料の使用量を従来よりも
少なくし、残りの全てをメイン用燃料供給部から第２段
燃焼領域に噴射する希薄液体燃料で燃焼ガスを生成する
ことが必要になってきている。
【０００８】しかし、従来の希薄予混合燃焼方式では、
パイロット用燃料供給部から第１段燃焼領域に噴射する
液体燃料を従来以上に減らすと、メイン用燃料供給部か
ら第２段燃焼領域に噴射する希薄液体燃料で燃焼ガスを
生成する中で、液体燃料の吹き消えの問題があった。こ
のためパイロット用燃料供給部から第１段燃焼領域に噴
射する液体燃料を減らすことに限界があり、希薄予混合
燃焼方式によるＮＯｘ濃度発生量を従来よりもより低く
抑えるガスタービン燃焼器の出現に困難を来している。
パイロット用燃料供給部から第１段燃焼領域に噴射する
液体燃料を従来以上に減らすと、メイン用燃料供給部か
ら第２段燃焼領域に噴射する希薄液体燃料で燃焼ガスを
生成する中で、液体燃料の吹き消えの問題があった。こ
のためパイロット用燃料供給部から第１段燃焼領域に噴
射する液体燃料を減らすことに限界があり、希薄予混合
燃焼方式によるＮＯｘ濃度発生量を従来よりもより低く
抑えるガスタービン燃焼器の出現に困難を来している。
【０００９】本発明は、このような事情に基づいてなさ
れたもので、第１段燃焼領域に噴射するパイロット用燃
料供給部からの液体燃料を、気体燃料にも自由に切り換
えることができるようにする一方、第２段燃焼領域に噴
射するメイン用燃料供給部からの液体燃料を、気体燃料
にも自由に切り換えることができるようにしてＮＯｘ発
生濃度を従来よりも低くするガスタービン燃焼器を提供
することを目的とする。
れたもので、第１段燃焼領域に噴射するパイロット用燃
料供給部からの液体燃料を、気体燃料にも自由に切り換
えることができるようにする一方、第２段燃焼領域に噴
射するメイン用燃料供給部からの液体燃料を、気体燃料
にも自由に切り換えることができるようにしてＮＯｘ発
生濃度を従来よりも低くするガスタービン燃焼器を提供
することを目的とする。
【００１０】本発明の他の目的は、第１段燃焼領域に噴
射するパイロット用燃料供給部からの液体燃料に、気体
燃料も同時に併用できるガスタービン燃焼器を提供する
ことにある。
射するパイロット用燃料供給部からの液体燃料に、気体
燃料も同時に併用できるガスタービン燃焼器を提供する
ことにある。
【００１１】
【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、上記目的を達成するために、請求項１に記
載したように、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段燃焼領域と、この第１段燃
焼領域の後流側の第２段燃焼領域とに区分けし、上記第
１段燃焼領域にパイロット用燃料を噴射するパイロット
用燃料供給部と、第２段燃焼領域に燃料希薄状態で予混
合されたメイン用燃料を噴射するメイン用燃料供給部と
をそれぞれ備えたガスタービン燃焼器において、上記パ
イロット用燃料供給部はパイロット用燃料を噴射するパ
イロット用燃料ノズルを、第１パイロット用燃料を噴射
する第１パイロット用燃料ノズルと、第１パイロット用
燃料ノズルが噴射する第１パイロット用燃料種に応じて
液体燃料，気体燃料，空気のいずれかを選択的に噴射す
る第２パイロット用ノズルと、第３パイロット用燃料を
噴射する第３パイロット用燃料ノズルのそれぞれに区画
する一方、上記メイン用燃料供給部はメイン用燃料を噴
射する複数のメイン用燃料ノズルと、これらメイン用燃
料ノズル毎に臨みメイン用燃料に空気を加えて燃料希薄
状態にする予混合ダクトとをそれぞれ備えるとともに、
上記メイン用燃料供給部に液体燃料または気体燃料のい
ずれかを選択的に供給する燃料通路を設けたものであ
る。
ン燃焼器は、上記目的を達成するために、請求項１に記
載したように、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段燃焼領域と、この第１段燃
焼領域の後流側の第２段燃焼領域とに区分けし、上記第
１段燃焼領域にパイロット用燃料を噴射するパイロット
用燃料供給部と、第２段燃焼領域に燃料希薄状態で予混
合されたメイン用燃料を噴射するメイン用燃料供給部と
をそれぞれ備えたガスタービン燃焼器において、上記パ
イロット用燃料供給部はパイロット用燃料を噴射するパ
イロット用燃料ノズルを、第１パイロット用燃料を噴射
する第１パイロット用燃料ノズルと、第１パイロット用
燃料ノズルが噴射する第１パイロット用燃料種に応じて
液体燃料，気体燃料，空気のいずれかを選択的に噴射す
る第２パイロット用ノズルと、第３パイロット用燃料を
噴射する第３パイロット用燃料ノズルのそれぞれに区画
する一方、上記メイン用燃料供給部はメイン用燃料を噴
射する複数のメイン用燃料ノズルと、これらメイン用燃
料ノズル毎に臨みメイン用燃料に空気を加えて燃料希薄
状態にする予混合ダクトとをそれぞれ備えるとともに、
上記メイン用燃料供給部に液体燃料または気体燃料のい
ずれかを選択的に供給する燃料通路を設けたものであ
る。
【００１２】本発明に係るガスタービン燃焼器は、上記
目的を達成するために、請求項２に記載したように、パ
イロット用燃料ノズルは、中央に第１パイロット用燃料
ノズルを、この第１パイロット用燃料ノズルを同芯的に
包囲する第２パイロット用燃料ノズルを、この第２パイ
ロット用燃料ノズルを同芯的に包囲する第３パイロット
用燃料ノズルをそれぞれ区画したものである。
目的を達成するために、請求項２に記載したように、パ
イロット用燃料ノズルは、中央に第１パイロット用燃料
ノズルを、この第１パイロット用燃料ノズルを同芯的に
包囲する第２パイロット用燃料ノズルを、この第２パイ
ロット用燃料ノズルを同芯的に包囲する第３パイロット
用燃料ノズルをそれぞれ区画したものである。
【００１３】本発明に係るガスタービン燃焼器は、上記
目的を達成するために、請求項３に記載したように、液
体燃料，気体燃料，空気のいずれかを選択的に噴射する
第２パイロット用ノズルは、一端に流体入口を、他端に
流体出口を備えた流体通路内に旋回器と縮流通路をそれ
ぞれ設けたものである。
目的を達成するために、請求項３に記載したように、液
体燃料，気体燃料，空気のいずれかを選択的に噴射する
第２パイロット用ノズルは、一端に流体入口を、他端に
流体出口を備えた流体通路内に旋回器と縮流通路をそれ
ぞれ設けたものである。
【００１４】本発明に係るガスタービン燃焼器は、上記
目的を達成するために、請求項４に記載したように、第
１パイロット用燃料ノズルに供給される燃料は液体燃料
であることを特徴とするものである。
目的を達成するために、請求項４に記載したように、第
１パイロット用燃料ノズルに供給される燃料は液体燃料
であることを特徴とするものである。
【００１５】本発明に係るガスタービン燃焼器は、上記
目的を達成するために、請求項５に記載したように、第
３パイロット用燃料ノズルに供給される燃料は気体燃料
であることを特徴とするものである。
目的を達成するために、請求項５に記載したように、第
３パイロット用燃料ノズルに供給される燃料は気体燃料
であることを特徴とするものである。
【００１６】本発明に係るガスタービン燃焼器は、上記
目的を達成するために、請求項６に記載したように、メ
イン用燃料供給部に液体燃料または気体燃料のいずれか
を選択的に供給する燃料通路はヘッドプレート内に穿設
される燃料ヘッダに接続したものである。
目的を達成するために、請求項６に記載したように、メ
イン用燃料供給部に液体燃料または気体燃料のいずれか
を選択的に供給する燃料通路はヘッドプレート内に穿設
される燃料ヘッダに接続したものである。
【００１７】本発明に係るガスタービン燃焼器は、上記
目的を達成するために、請求項７に記載したように、メ
イン用燃料供給部に液体燃料または気体燃料のいずれか
を選択的に供給する燃料通路に連通する燃料ヘッダを備
えるヘッドプレートは、段階状に凹設され、各段部に上
記燃料ヘッダに連通するメイン用燃料ノズルを設置する
構成にしたものである。
目的を達成するために、請求項７に記載したように、メ
イン用燃料供給部に液体燃料または気体燃料のいずれか
を選択的に供給する燃料通路に連通する燃料ヘッダを備
えるヘッドプレートは、段階状に凹設され、各段部に上
記燃料ヘッダに連通するメイン用燃料ノズルを設置する
構成にしたものである。
【００１８】本発明に係るガスタービン燃焼器は、上記
目的を達成するために、請求項８に記載したように、メ
イン用燃料ノズルは噴射する液体燃料を薄膜化して蒸発
させる燃料吹き出し部を備えたものである。
目的を達成するために、請求項８に記載したように、メ
イン用燃料ノズルは噴射する液体燃料を薄膜化して蒸発
させる燃料吹き出し部を備えたものである。
【００１９】本発明に係るガスタービン燃焼器は、上記
目的を達成するために、請求項９に記載したように、燃
料吹き出し部は、メイン用燃料ノズルから噴射する液体
燃料を薄膜状にして流す斜路と、斜路を燃料通路として
画成する案内壁とをそれぞれ備えるとともに、斜路の頂
部から液体燃料を蒸発させる蒸発部を備えたものであ
る。
目的を達成するために、請求項９に記載したように、燃
料吹き出し部は、メイン用燃料ノズルから噴射する液体
燃料を薄膜状にして流す斜路と、斜路を燃料通路として
画成する案内壁とをそれぞれ備えるとともに、斜路の頂
部から液体燃料を蒸発させる蒸発部を備えたものであ
る。
【００２０】本発明に係るガスタービン燃焼器は、上記
目的を達成するために、請求項１０に記載したように、
メイン用燃料ノズルに臨む予混合ダクトは旋回翼を備え
るとともに、旋回翼から燃焼室を形成する燃焼器ライナ
に向って転向させ、開口面積を徐々に小さくする絞り通
路に形成したものである。
目的を達成するために、請求項１０に記載したように、
メイン用燃料ノズルに臨む予混合ダクトは旋回翼を備え
るとともに、旋回翼から燃焼室を形成する燃焼器ライナ
に向って転向させ、開口面積を徐々に小さくする絞り通
路に形成したものである。
【００２１】本発明に係るガスタービン燃焼器は、上記
目的を達成するために、請求項１１に記載したように、
燃焼器ライナに接続される予混合ダクトの外側に、燃焼
室内に空気を案内する空気吹き出し口を設けたものであ
る。
目的を達成するために、請求項１１に記載したように、
燃焼器ライナに接続される予混合ダクトの外側に、燃焼
室内に空気を案内する空気吹き出し口を設けたものであ
る。
【００２２】本発明に係るガスタービン燃焼器は、上記
目的を達成するために、請求項１２に記載したように、
燃焼室を形成する燃焼器ライナの頭部側を釣鐘状に形成
し、予混合ダクトをパイロット用燃料ノズルに接近させ
る構成にしたものである。
目的を達成するために、請求項１２に記載したように、
燃焼室を形成する燃焼器ライナの頭部側を釣鐘状に形成
し、予混合ダクトをパイロット用燃料ノズルに接近させ
る構成にしたものである。
【００２３】
【発明の実施の形態】以下、本発明に係るガスタービン
燃焼器の一実施形態を図面を参照して説明する。
燃焼器の一実施形態を図面を参照して説明する。
【００２４】図１は、本発明に係るガスタービン燃焼器
の一部切欠概略断面図である。
の一部切欠概略断面図である。
【００２５】符号１で示すガスタービン燃焼器は、全体
として長筒状に形成され、ガスタービンプラントの空気
圧縮機とガスタービンとの間に例えば６個，８個…と複
数個設置されている。
として長筒状に形成され、ガスタービンプラントの空気
圧縮機とガスタービンとの間に例えば６個，８個…と複
数個設置されている。
【００２６】ガスタービン燃焼器１は、燃焼器外筒２内
に筒状の燃焼器ライナ３を収容し、燃焼器ライナ３によ
り燃焼室６を内部に形成する構造になっている。また、
燃焼器ライナ３には、燃焼器外筒１との間に空気通路５
を形成するフロースリーブ７が設けられており、フロー
スリーブ７により空気圧縮（図示せず）の圧縮空気を燃
焼室６の頭部側に燃焼用として、また燃焼室６の途中で
燃焼ガス温度の希釈用として案内するようになってい
る。
に筒状の燃焼器ライナ３を収容し、燃焼器ライナ３によ
り燃焼室６を内部に形成する構造になっている。また、
燃焼器ライナ３には、燃焼器外筒１との間に空気通路５
を形成するフロースリーブ７が設けられており、フロー
スリーブ７により空気圧縮（図示せず）の圧縮空気を燃
焼室６の頭部側に燃焼用として、また燃焼室６の途中で
燃焼ガス温度の希釈用として案内するようになってい
る。
【００２７】燃焼器ライナ３により形成される燃焼室６
は、その頭部側を横置きの釣鐘状に形成するとともに、
その下流側に向って漸次拡開して円筒状の室にし、下流
側をトランジションピース（図示せず）に接続されてい
る。また、燃焼室６は、その頭部側を第１段燃焼領域６
ａに、第１段燃焼領域に隣接する後流側を第２段燃焼領
域６ｂにそれぞれ区分けされている。
は、その頭部側を横置きの釣鐘状に形成するとともに、
その下流側に向って漸次拡開して円筒状の室にし、下流
側をトランジションピース（図示せず）に接続されてい
る。また、燃焼室６は、その頭部側を第１段燃焼領域６
ａに、第１段燃焼領域に隣接する後流側を第２段燃焼領
域６ｂにそれぞれ区分けされている。
【００２８】燃焼器ライナ３の頭部側には、第１段燃焼
領域６ａにパイロット用燃料Ａを噴射するパイロット用
燃料供給部８が設けられ、このパイロット用燃料供給部
８はパイロット用燃料供給手段としてのパイロット用燃
料ノズル９が設置されている。また、パイロット用燃料
ノズル９の外側には第２段燃焼領域６ｂにメイン用燃料
Ｂを噴射するメイン用燃料供給部１０が設けられてい
る。このメイン用燃料供給部１０は、メイン用燃料供給
手段としてのメイン用燃料ノズル１１と予混合ダクト１
２を備える構成になっている。パイロット用燃料ノズル
９とメイン用燃料ノズル１１とは、燃焼器外筒２の開口
部を覆うヘッドプレート１３に設置されている。このヘ
ッドプレート１３は、段階状に凹設され、各段部に複数
のメイン用燃料ノズル１１を設置し、複数のメイン用燃
料ノズル１１をパイロット燃料ノズル９に接近させる集
中化が図られている。
領域６ａにパイロット用燃料Ａを噴射するパイロット用
燃料供給部８が設けられ、このパイロット用燃料供給部
８はパイロット用燃料供給手段としてのパイロット用燃
料ノズル９が設置されている。また、パイロット用燃料
ノズル９の外側には第２段燃焼領域６ｂにメイン用燃料
Ｂを噴射するメイン用燃料供給部１０が設けられてい
る。このメイン用燃料供給部１０は、メイン用燃料供給
手段としてのメイン用燃料ノズル１１と予混合ダクト１
２を備える構成になっている。パイロット用燃料ノズル
９とメイン用燃料ノズル１１とは、燃焼器外筒２の開口
部を覆うヘッドプレート１３に設置されている。このヘ
ッドプレート１３は、段階状に凹設され、各段部に複数
のメイン用燃料ノズル１１を設置し、複数のメイン用燃
料ノズル１１をパイロット燃料ノズル９に接近させる集
中化が図られている。
【００２９】パイロット用燃料ノズル９は、中央に例え
ば軽油，灯油等のパイロット用液体燃料Ａを使用する第
１パイロット用燃料ノズル１４と、第１パイロット用燃
料ノズル１４を包囲構成し、第１パイロット用燃料ノズ
ル１４が使用する燃料に応じて液体燃料，気体燃料，空
気のいずれかの流体を選択的に使用する第２パイロッ用
ノズル１５と、第２パイロット用ノズル１５を同芯状に
取り囲み、例えばＬＮＧ等のパイロット用燃料Ｃを使用
する第３パイロット用燃料ノズル１６と、第３パイロッ
ト用燃料ノズル１６の周辺に設けたスワラ１７とから構
成され、第１段燃焼領域６ａにパイロット用燃料Ａまた
はＣを旋回流として噴射させるようになっている。
ば軽油，灯油等のパイロット用液体燃料Ａを使用する第
１パイロット用燃料ノズル１４と、第１パイロット用燃
料ノズル１４を包囲構成し、第１パイロット用燃料ノズ
ル１４が使用する燃料に応じて液体燃料，気体燃料，空
気のいずれかの流体を選択的に使用する第２パイロッ用
ノズル１５と、第２パイロット用ノズル１５を同芯状に
取り囲み、例えばＬＮＧ等のパイロット用燃料Ｃを使用
する第３パイロット用燃料ノズル１６と、第３パイロッ
ト用燃料ノズル１６の周辺に設けたスワラ１７とから構
成され、第１段燃焼領域６ａにパイロット用燃料Ａまた
はＣを旋回流として噴射させるようになっている。
【００３０】第１パイロット用燃料ノズル１４は、図２
に示すように、一端に燃料入口１８を、他端に燃料出口
１９を備えて軸方向に延びる燃料通路２０と、燃料通路
２０に連通する狭小通路２１と、狭小通路２１を流れる
パイロット用燃料Ａに転向と同時に旋回流を与える転向
・旋回通路２２と、転向・旋回通路２２に連通して開口
面積を徐々に小さくする燃料出口１９とをそれぞれ備え
ている。
に示すように、一端に燃料入口１８を、他端に燃料出口
１９を備えて軸方向に延びる燃料通路２０と、燃料通路
２０に連通する狭小通路２１と、狭小通路２１を流れる
パイロット用燃料Ａに転向と同時に旋回流を与える転向
・旋回通路２２と、転向・旋回通路２２に連通して開口
面積を徐々に小さくする燃料出口１９とをそれぞれ備え
ている。
【００３１】第２パイロット用ノズル１５は、液体燃
料，気体燃料，液体燃料微粒化用の空気のいずれの流体
にも適用できるよう構成され、図示しないマニホールド
から流体入口２３を介して供給される流体、例えば液体
燃料微流化用の空気を案内する流体通路２４と、流体通
路２４の下流側に設けられ流体の流れを通路壁周方向に
沿うように旋回流を与えるリング状に構成された流体旋
回器２５と、流体旋回器２５の下流側に向って流体を増
速させる縮流通路２６と、縮流通路２６の下流端で増速
・旋回流を伴う流体により燃料出口１９から噴射するパ
イロット用燃料Ａを微粒化し、第１段燃焼領域６ａに噴
射させる流体出口２６ａとをそれぞれ備えている。
料，気体燃料，液体燃料微粒化用の空気のいずれの流体
にも適用できるよう構成され、図示しないマニホールド
から流体入口２３を介して供給される流体、例えば液体
燃料微流化用の空気を案内する流体通路２４と、流体通
路２４の下流側に設けられ流体の流れを通路壁周方向に
沿うように旋回流を与えるリング状に構成された流体旋
回器２５と、流体旋回器２５の下流側に向って流体を増
速させる縮流通路２６と、縮流通路２６の下流端で増速
・旋回流を伴う流体により燃料出口１９から噴射するパ
イロット用燃料Ａを微粒化し、第１段燃焼領域６ａに噴
射させる流体出口２６ａとをそれぞれ備えている。
【００３２】第３パイロット用燃料ノズル１６は、第２
パイロット用ノズル１５の流体通路２４の外周側に設け
られ、図示しない燃料供給部から燃料入口２７を介して
パイロット用燃料Ｃ、例えばＬＮＧ等の気体燃料を案内
する燃料通路２８と、燃料通路２８の下流側に向って段
階的に開口面積を小さくする燃料縮流通路２９と、燃料
縮流通路２９の下流端の斜め方向からスワラ１７に向っ
て穿設する燃料噴射口３０とをそれぞれ備えている。
パイロット用ノズル１５の流体通路２４の外周側に設け
られ、図示しない燃料供給部から燃料入口２７を介して
パイロット用燃料Ｃ、例えばＬＮＧ等の気体燃料を案内
する燃料通路２８と、燃料通路２８の下流側に向って段
階的に開口面積を小さくする燃料縮流通路２９と、燃料
縮流通路２９の下流端の斜め方向からスワラ１７に向っ
て穿設する燃料噴射口３０とをそれぞれ備えている。
【００３３】一方、メイン用燃料供給部１０を構成する
メイン用燃料ノズル１１と予混合ダクト１２には、パイ
ロット用燃料ノズル９の外側から順に、第１メイン用燃
料ノズル１１ａ，第１予混合ダクト１２ａ，第２メイン
用燃料ノズル１１ｂ，第２予混合ダクト１２ｂ，第３メ
イン用燃料ノズル１１ｃ，第３予混合ダクト１２ｃ，第
４メイン用燃料ノズル１１ｄ，第４予混合ダクトの多段
状にそれぞれ区画され、各予混合ダクト１２ａ，１２
ｂ，…をパイロット用燃料ノズル９に近付けることによ
り、燃焼ガスの吹き消えの防止が図られている。また、
メイン用燃料供給部１０は、メイン用燃料Ｂ例えば液体
燃料を燃料弁３１，燃料マニホールド３２を介して各メ
イン用燃料ノズル１ａ，１１ｂ，…に区画されるメイン
用燃料ノズル１１に供給する第１メイン用燃料通路３３
を備えている。この第１メイン用燃料通路３３には、環
状の燃料ヘッダ３４がヘッドプレート１３内に設けられ
ている。
メイン用燃料ノズル１１と予混合ダクト１２には、パイ
ロット用燃料ノズル９の外側から順に、第１メイン用燃
料ノズル１１ａ，第１予混合ダクト１２ａ，第２メイン
用燃料ノズル１１ｂ，第２予混合ダクト１２ｂ，第３メ
イン用燃料ノズル１１ｃ，第３予混合ダクト１２ｃ，第
４メイン用燃料ノズル１１ｄ，第４予混合ダクトの多段
状にそれぞれ区画され、各予混合ダクト１２ａ，１２
ｂ，…をパイロット用燃料ノズル９に近付けることによ
り、燃焼ガスの吹き消えの防止が図られている。また、
メイン用燃料供給部１０は、メイン用燃料Ｂ例えば液体
燃料を燃料弁３１，燃料マニホールド３２を介して各メ
イン用燃料ノズル１ａ，１１ｂ，…に区画されるメイン
用燃料ノズル１１に供給する第１メイン用燃料通路３３
を備えている。この第１メイン用燃料通路３３には、環
状の燃料ヘッダ３４がヘッドプレート１３内に設けられ
ている。
【００３４】燃料ヘッダ３４には、軸方向と交差する方
向に沿って延びる第２メイン用燃料通路３５が設けられ
ており、この第２メイン用燃料通路３５に燃料切換弁３
６，燃料マニホールド３７を介してメイン用燃料口、例
えば気体燃料を、メイン用燃料Ｂに切り換えて供給する
ことができるようになっている。
向に沿って延びる第２メイン用燃料通路３５が設けられ
ており、この第２メイン用燃料通路３５に燃料切換弁３
６，燃料マニホールド３７を介してメイン用燃料口、例
えば気体燃料を、メイン用燃料Ｂに切り換えて供給する
ことができるようになっている。
【００３５】第１予混合ダクト１２ａ，第２予混合ダク
ト１２ｂ，…に区画される予混合ダクト１２は、入口側
に旋回翼３８を設ける一方、途中から燃焼器ライナ３に
向って転向させる絞り通路３９を形成する。この絞り通
路３９は、上流側から下流側に向って開口面積を徐々に
小さくする通路に形成されている。また予混合ダクト１
２の燃焼器ライナ３への接続部分には、空気通路５の圧
縮空気を燃焼室６内に案内する空気吹き出し口４０が設
けられている。
ト１２ｂ，…に区画される予混合ダクト１２は、入口側
に旋回翼３８を設ける一方、途中から燃焼器ライナ３に
向って転向させる絞り通路３９を形成する。この絞り通
路３９は、上流側から下流側に向って開口面積を徐々に
小さくする通路に形成されている。また予混合ダクト１
２の燃焼器ライナ３への接続部分には、空気通路５の圧
縮空気を燃焼室６内に案内する空気吹き出し口４０が設
けられている。
【００３６】第１メイン用燃料ノズル１１ａ，第２メイ
ン用燃料ノズル１１ｂ，…に区画されるメイン用燃料ノ
ズル１１は、図３に示すように、ヘッドプレート１３内
に穿設される燃料ヘッダ３４を介して突出しリブ４１の
燃料案内路４２に接続されており、燃料噴射口４３に一
体的に設けられる燃料吹き出し口４４を備えている。
ン用燃料ノズル１１ｂ，…に区画されるメイン用燃料ノ
ズル１１は、図３に示すように、ヘッドプレート１３内
に穿設される燃料ヘッダ３４を介して突出しリブ４１の
燃料案内路４２に接続されており、燃料噴射口４３に一
体的に設けられる燃料吹き出し口４４を備えている。
【００３７】燃料吹き出し口４４は、燃料噴射口４３か
ら噴射する例えばメイン用燃料Ｂ（液体燃料）を、極薄
膜状にして流す斜路４５と、斜路４５の頂部４５ａから
圧縮空気ａの押圧力によりメイン用燃料Ｂを蒸発させる
蒸発部４６をそれぞれ備えている。この蒸発部４６は、
表面が平坦形状になっている。
ら噴射する例えばメイン用燃料Ｂ（液体燃料）を、極薄
膜状にして流す斜路４５と、斜路４５の頂部４５ａから
圧縮空気ａの押圧力によりメイン用燃料Ｂを蒸発させる
蒸発部４６をそれぞれ備えている。この蒸発部４６は、
表面が平坦形状になっている。
【００３８】また、燃料吹き出し口４４には、燃料噴射
口４３から噴射するメイン用燃料Ｂを、蒸発部４６に案
内する案内壁４５ｂが設けられている。なお、斜路４５
はメイン用燃料Ｂを極薄膜にして流す関係上、燃料噴射
口４３の軸線に対し５°以上の角度にすることが好まし
く、また斜路４５の頂部４５ａは圧縮空気ａの押圧力を
効果的に利用するために予混合ダクト１２の入口よりも
やや奥側に設置することが望ましい。
口４３から噴射するメイン用燃料Ｂを、蒸発部４６に案
内する案内壁４５ｂが設けられている。なお、斜路４５
はメイン用燃料Ｂを極薄膜にして流す関係上、燃料噴射
口４３の軸線に対し５°以上の角度にすることが好まし
く、また斜路４５の頂部４５ａは圧縮空気ａの押圧力を
効果的に利用するために予混合ダクト１２の入口よりも
やや奥側に設置することが望ましい。
【００３９】次に作用を説明する。
【００４０】ガスタービン燃焼器１の運転は、ガスター
ビンプラントの運転に応じて制御され、燃料着火からガ
スタービン初負荷まで、パイロット用燃料供給部８の第
１パイロット用燃料ノズル１４にパイロット用燃料Ａ、
例えば液体燃料が供給される。第１パイロット用燃料ノ
ズル１４に供給されたパイロット用燃料Ａは、図２に示
すように、燃料入口１８から燃料通路２０、狭小通路２
１を流れる間に増速され、転向・旋回通路２２により旋
回流が与えられて転向し、転向後、燃料出口１９から噴
射される。
ビンプラントの運転に応じて制御され、燃料着火からガ
スタービン初負荷まで、パイロット用燃料供給部８の第
１パイロット用燃料ノズル１４にパイロット用燃料Ａ、
例えば液体燃料が供給される。第１パイロット用燃料ノ
ズル１４に供給されたパイロット用燃料Ａは、図２に示
すように、燃料入口１８から燃料通路２０、狭小通路２
１を流れる間に増速され、転向・旋回通路２２により旋
回流が与えられて転向し、転向後、燃料出口１９から噴
射される。
【００４１】一方、第２パイロット用ノズル１５は、第
１パイロット用燃料ノズル１４が液体燃料を使用する場
合、燃料用空気を使用するようになっている。
１パイロット用燃料ノズル１４が液体燃料を使用する場
合、燃料用空気を使用するようになっている。
【００４２】第２パイロット用ノズル１５の流体入口２
３に供給される空気は、流体通路２４を経て流体旋回器
２５により旋回流が与えられ、縮流通路２６により増速
され、増速後、燃料出口１９から噴射される液体燃料に
旋回流を与えて微粒化させ、流体出口２６ａを噴出する
際、スワラ１７から旋回して噴出される圧縮空気と反応
して第１段燃焼領域６ａ（図１）で拡散燃焼が行われ
る。
３に供給される空気は、流体通路２４を経て流体旋回器
２５により旋回流が与えられ、縮流通路２６により増速
され、増速後、燃料出口１９から噴射される液体燃料に
旋回流を与えて微粒化させ、流体出口２６ａを噴出する
際、スワラ１７から旋回して噴出される圧縮空気と反応
して第１段燃焼領域６ａ（図１）で拡散燃焼が行われ
る。
【００４３】なお、本実施形態では、第１パイロット用
燃料ノズル１４に液体燃料を使用し、第２パイロット用
ノズル１５に空気を使用した場合について説明したが、
第２パイロット用ノズル１５に気体燃料を供給し、第１
パイロット用燃料ノズル１４の液体燃料と併用させて拡
散燃焼を行ってもよい。また、第１パイロット用燃料ノ
ズル１４に供給される液体燃料をカットし、第２パイロ
ッ用ノズル１５に液体燃料を供給する一方、第３パイロ
ット用燃料ノズル１６に気体燃料を供給し、これら両ノ
ズル１５，１６を併用して拡散燃焼を行ってもよい。こ
の場合、第３パイロット用燃料ノズル１６は、図２に示
すように、燃料入口２７に気体燃料を供給し、燃料通路
２８から燃料縮流通路２９に流れる際、増速させ、増速
後、燃料噴射口３０から噴出するとき、スワラ１７から
旋回して噴射される圧縮空気と反応し大きな旋回流が与
えられる。スワラ１７から与えられる大きな旋回流によ
り燃料噴射口３０から噴出する液体燃料は、混合旋回し
ながら拡散燃焼が行われる。
燃料ノズル１４に液体燃料を使用し、第２パイロット用
ノズル１５に空気を使用した場合について説明したが、
第２パイロット用ノズル１５に気体燃料を供給し、第１
パイロット用燃料ノズル１４の液体燃料と併用させて拡
散燃焼を行ってもよい。また、第１パイロット用燃料ノ
ズル１４に供給される液体燃料をカットし、第２パイロ
ッ用ノズル１５に液体燃料を供給する一方、第３パイロ
ット用燃料ノズル１６に気体燃料を供給し、これら両ノ
ズル１５，１６を併用して拡散燃焼を行ってもよい。こ
の場合、第３パイロット用燃料ノズル１６は、図２に示
すように、燃料入口２７に気体燃料を供給し、燃料通路
２８から燃料縮流通路２９に流れる際、増速させ、増速
後、燃料噴射口３０から噴出するとき、スワラ１７から
旋回して噴射される圧縮空気と反応し大きな旋回流が与
えられる。スワラ１７から与えられる大きな旋回流によ
り燃料噴射口３０から噴出する液体燃料は、混合旋回し
ながら拡散燃焼が行われる。
【００４４】ガスタービン負荷が初負荷から上昇するに
伴い、図４の破線で示すように、第１パイロット用燃料
ノズル１４に供給されていたパイロット用燃料Ａ、例え
ば液体燃料は、全燃料使用量に対して数％まで絞り込ま
れ、以後、破線で示すように、一定燃料使用量として燃
焼ガス生成の火種（火炎）として供給され続けられる。
パイロット用燃料Ａの投入量減少に伴い、代ってメイン
用燃料供給部１０のメイン用燃料ノズル１１に、メイン
用燃料Ｂ、例えば液体燃料が供給される。
伴い、図４の破線で示すように、第１パイロット用燃料
ノズル１４に供給されていたパイロット用燃料Ａ、例え
ば液体燃料は、全燃料使用量に対して数％まで絞り込ま
れ、以後、破線で示すように、一定燃料使用量として燃
焼ガス生成の火種（火炎）として供給され続けられる。
パイロット用燃料Ａの投入量減少に伴い、代ってメイン
用燃料供給部１０のメイン用燃料ノズル１１に、メイン
用燃料Ｂ、例えば液体燃料が供給される。
【００４５】メイン用燃料供給部１０のメイン用燃料ノ
ズル１１は、第１メイン用燃料ノズル１１ａ，第２メイ
ン用燃料ノズル１１ｂ，第３メイン用燃料ノズル１１
ｃ，第４メイン用燃料ノズル１１ｄのそれぞれに区画さ
れており、各メイン用燃料ノズル１１ａ，１１ｂ，…の
順に、図４の実線で示すように、次々と段階的にパイロ
ット用燃料Ｂが燃料弁３１，燃料マニホールド３２，第
１メイン用燃料通路３３を経て投入され、予混合燃焼ガ
スの吹き消えが発生しない範囲の燃料投入流としてガス
タービン負荷の上昇に合せてメイン用燃料Ｂを増加さ
せ、この増加に伴って全燃料使用量は、図４で示す実線
の合計量になる。
ズル１１は、第１メイン用燃料ノズル１１ａ，第２メイ
ン用燃料ノズル１１ｂ，第３メイン用燃料ノズル１１
ｃ，第４メイン用燃料ノズル１１ｄのそれぞれに区画さ
れており、各メイン用燃料ノズル１１ａ，１１ｂ，…の
順に、図４の実線で示すように、次々と段階的にパイロ
ット用燃料Ｂが燃料弁３１，燃料マニホールド３２，第
１メイン用燃料通路３３を経て投入され、予混合燃焼ガ
スの吹き消えが発生しない範囲の燃料投入流としてガス
タービン負荷の上昇に合せてメイン用燃料Ｂを増加さ
せ、この増加に伴って全燃料使用量は、図４で示す実線
の合計量になる。
【００４６】メイン用燃料ノズル１１に供給されるメイ
ン用燃料Ｂは、図３に示すように、第１メイン燃料通路
３３，燃料ヘッダ３４，燃料案内路４２を経て、燃料噴
射口４３から燃料吹き出し口４４に噴出する際、案内壁
４５ｂに画成される斜路４５により極薄膜状にして流さ
れ、その頂部４５ａから平坦状の蒸発部４６に流れる間
に、圧縮空気ａの押圧力（剪断力）により蒸発せしめら
れ、予混合ダクト１２に均質な燃料希薄状態の予混合燃
料として供給される。
ン用燃料Ｂは、図３に示すように、第１メイン燃料通路
３３，燃料ヘッダ３４，燃料案内路４２を経て、燃料噴
射口４３から燃料吹き出し口４４に噴出する際、案内壁
４５ｂに画成される斜路４５により極薄膜状にして流さ
れ、その頂部４５ａから平坦状の蒸発部４６に流れる間
に、圧縮空気ａの押圧力（剪断力）により蒸発せしめら
れ、予混合ダクト１２に均質な燃料希薄状態の予混合燃
料として供給される。
【００４７】予混合ダクト１２は、各メイン用燃料ノズ
ル１１ａ，１１ｂ，…に対応して第１予混合ダクト１２
ａ，第２予混合ダクト１２ｂ，第３予混合ダクト１２
ｃ，第４予混合ダクト１２ｄに区画されており、各予混
合ダクト１２ａ，１２ｂ，…順に各メイン用燃料ノズル
１１ａ，１１ｂ，…の均質な燃料希薄状態の予混合燃料
が供給される。
ル１１ａ，１１ｂ，…に対応して第１予混合ダクト１２
ａ，第２予混合ダクト１２ｂ，第３予混合ダクト１２
ｃ，第４予混合ダクト１２ｄに区画されており、各予混
合ダクト１２ａ，１２ｂ，…順に各メイン用燃料ノズル
１１ａ，１１ｂ，…の均質な燃料希薄状態の予混合燃料
が供給される。
【００４８】各予混合ダクト１２ａ，１２ｂ，…に供給
される均質な燃料希薄状態の予混合燃料は、旋回翼３８
により旋回流が与えられ、さらに絞り通路３９により増
速され、第２段燃焼領域６ｂでパイロット用燃料ノズル
９の拡散燃焼ガスを火種（火炎）として燃焼せしめられ
る。
される均質な燃料希薄状態の予混合燃料は、旋回翼３８
により旋回流が与えられ、さらに絞り通路３９により増
速され、第２段燃焼領域６ｂでパイロット用燃料ノズル
９の拡散燃焼ガスを火種（火炎）として燃焼せしめられ
る。
【００４９】各予混合ダクト１２ａ，１２ｂ，…毎の絞
り通路３９は、通路を転向させて燃焼器ライナ３の燃焼
室６に接続されるが、パイロット用燃料ノズル９に極々
近付くように形成される釣鐘状の燃焼器ライナ３の燃焼
室６の頭部側に集中して設置されているので、予混合燃
焼ガスの生成の際、燃焼ガスの吹き消えのおそれはな
い。また、絞り通路３９は、予混合燃料を増速させて予
混合燃焼ガスを生成するので逆火の発生のおそれもな
い。したがって、燃焼室６の第２段燃焼領域６ｂ内で予
混合燃料を燃焼させてもＮＯｘ濃度のほとんど少ない安
定した予混合燃焼ガスを得ることができる。
り通路３９は、通路を転向させて燃焼器ライナ３の燃焼
室６に接続されるが、パイロット用燃料ノズル９に極々
近付くように形成される釣鐘状の燃焼器ライナ３の燃焼
室６の頭部側に集中して設置されているので、予混合燃
焼ガスの生成の際、燃焼ガスの吹き消えのおそれはな
い。また、絞り通路３９は、予混合燃料を増速させて予
混合燃焼ガスを生成するので逆火の発生のおそれもな
い。したがって、燃焼室６の第２段燃焼領域６ｂ内で予
混合燃料を燃焼させてもＮＯｘ濃度のほとんど少ない安
定した予混合燃焼ガスを得ることができる。
【００５０】また、予混合燃焼ガスは、比較的高温であ
り、燃焼器ライナ３を焼損させるおそれがある。しか
し、絞り通路３９の燃焼器ライナ３への接続部周辺に
は、複数の空気吹き出し口４０が穿設され、圧縮空気ａ
を強制的にフィルム状に吹き出させているので、燃焼器
ライナ３の焼損のおそれはない。
り、燃焼器ライナ３を焼損させるおそれがある。しか
し、絞り通路３９の燃焼器ライナ３への接続部周辺に
は、複数の空気吹き出し口４０が穿設され、圧縮空気ａ
を強制的にフィルム状に吹き出させているので、燃焼器
ライナ３の焼損のおそれはない。
【００５１】なお、本実施形態では、メイン用燃料供給
部１０のメイン用燃料ノズル１１に液体燃料を供給し、
ＮＯｘ濃度のほとんど少ない予混合燃焼ガスを得ること
について説明したが、メイン用燃料供給部１０のメイン
用燃料ノズル１１には液体燃料に代えて気体燃料を供給
することができるように構成されている。
部１０のメイン用燃料ノズル１１に液体燃料を供給し、
ＮＯｘ濃度のほとんど少ない予混合燃焼ガスを得ること
について説明したが、メイン用燃料供給部１０のメイン
用燃料ノズル１１には液体燃料に代えて気体燃料を供給
することができるように構成されている。
【００５２】メイン用燃料供給部１０には、図１に示す
ように、燃料切換弁３６から第２メイン用燃料通路３
５，燃料ヘッダ３４を介してメイン用燃料ノズル１１が
区画する第１メイン用燃料ノズル１１ａ，第２メイン用
燃料ノズル１１ｂ，第３メイン用燃料ノズル１１ｃ，第
４メイン用燃料ノズル１１ｄに、図４に示す投入順に従
ってメイン用燃料Ｄ（気体燃料）が供給される。各メイ
ン用燃料ノズル１１ａ，１１ｂ，…順に供給されたメイ
ン用燃料Ｄは、図３に示す燃料吹き出し口４４を経て各
予混合ダクト１２ａ，１２ｂ，…の旋回翼３８で旋回流
が与えられ、絞り通路３９から第２段燃焼領域６ｂに噴
射されて予混合燃焼ガスを得る。したがって、メイン用
燃料供給部１０は、気体燃料も適用できる構成になって
いるので、液体燃料よりも一層少ないＮＯｘ濃度の予混
合燃焼ガスを生成することができる。
ように、燃料切換弁３６から第２メイン用燃料通路３
５，燃料ヘッダ３４を介してメイン用燃料ノズル１１が
区画する第１メイン用燃料ノズル１１ａ，第２メイン用
燃料ノズル１１ｂ，第３メイン用燃料ノズル１１ｃ，第
４メイン用燃料ノズル１１ｄに、図４に示す投入順に従
ってメイン用燃料Ｄ（気体燃料）が供給される。各メイ
ン用燃料ノズル１１ａ，１１ｂ，…順に供給されたメイ
ン用燃料Ｄは、図３に示す燃料吹き出し口４４を経て各
予混合ダクト１２ａ，１２ｂ，…の旋回翼３８で旋回流
が与えられ、絞り通路３９から第２段燃焼領域６ｂに噴
射されて予混合燃焼ガスを得る。したがって、メイン用
燃料供給部１０は、気体燃料も適用できる構成になって
いるので、液体燃料よりも一層少ないＮＯｘ濃度の予混
合燃焼ガスを生成することができる。
【００５３】図５および図６は、本発明に係るガスター
ビン燃焼器１の運転で発生するＮＯｘ濃度の特性および
ＣＯ濃度の特性を示す実験データである。このデータか
ら、ＮＯｘ濃度は、パイロット用燃料供給部８のパイロ
ット用燃料ノズル９から噴射するパイロット用燃料Ａを
一旦絞り込み、代ってメイン用燃料供給部１０のメイン
用燃料ノズル１１から噴射するメイン用燃料Ｂを供給す
る前までやや高くなるが、メイン用燃料Ｂを投入後、ほ
ぼ安定濃度になり、またＣＯ濃度もほとんど発生しない
ことがわかる。
ビン燃焼器１の運転で発生するＮＯｘ濃度の特性および
ＣＯ濃度の特性を示す実験データである。このデータか
ら、ＮＯｘ濃度は、パイロット用燃料供給部８のパイロ
ット用燃料ノズル９から噴射するパイロット用燃料Ａを
一旦絞り込み、代ってメイン用燃料供給部１０のメイン
用燃料ノズル１１から噴射するメイン用燃料Ｂを供給す
る前までやや高くなるが、メイン用燃料Ｂを投入後、ほ
ぼ安定濃度になり、またＣＯ濃度もほとんど発生しない
ことがわかる。
【００５４】
【発明の効果】以上述べたように、本発明に係るガスタ
ービン燃焼器は、第１段燃焼ノズルにパイロット用燃料
を噴射させるパイロット用燃料ノズルを、第１パイロッ
ト用燃料ノズル，第２パイロット用燃料ノズル，第３パ
イロット用燃料ノズルのそれぞれに区画し、液体燃料，
気体燃料のいずれの燃料種にも適用でき、燃料の多用
化，併用化を図ることにより燃焼の安定性に優れた拡散
燃焼を実現するとともに、第２段燃焼領域にメイン用燃
料を噴射させるメイン用燃料ノズルに、液体燃料，気体
燃料のいずれの燃料種にも適用できる燃料通路を設け、
燃料の多用化を図ることにより、拡散燃焼でのパイロッ
ト用燃料を減らしてＮＯｘ濃度のほとんど少ない予混合
燃焼を実現することができる。
ービン燃焼器は、第１段燃焼ノズルにパイロット用燃料
を噴射させるパイロット用燃料ノズルを、第１パイロッ
ト用燃料ノズル，第２パイロット用燃料ノズル，第３パ
イロット用燃料ノズルのそれぞれに区画し、液体燃料，
気体燃料のいずれの燃料種にも適用でき、燃料の多用
化，併用化を図ることにより燃焼の安定性に優れた拡散
燃焼を実現するとともに、第２段燃焼領域にメイン用燃
料を噴射させるメイン用燃料ノズルに、液体燃料，気体
燃料のいずれの燃料種にも適用できる燃料通路を設け、
燃料の多用化を図ることにより、拡散燃焼でのパイロッ
ト用燃料を減らしてＮＯｘ濃度のほとんど少ない予混合
燃焼を実現することができる。
【００５５】また、本発明に係るガスタービン燃焼器の
パイロット用燃料ノズルは中央に第１パイロット用燃焼
ノズルを、これに同芯的に包囲する第２パイロッ用ノズ
ルを、さらにこれに同芯的に包囲する第３パイロット用
燃料ノズルをそれぞれ区画し、液体燃料のみの専焼，気
体燃料のみの専焼、または液体燃料および気体燃料の併
用が図られているので、燃焼の安定性に優れた拡散燃焼
を実現することができる。
パイロット用燃料ノズルは中央に第１パイロット用燃焼
ノズルを、これに同芯的に包囲する第２パイロッ用ノズ
ルを、さらにこれに同芯的に包囲する第３パイロット用
燃料ノズルをそれぞれ区画し、液体燃料のみの専焼，気
体燃料のみの専焼、または液体燃料および気体燃料の併
用が図られているので、燃焼の安定性に優れた拡散燃焼
を実現することができる。
【００５６】また、本発明に係るガスタービン燃焼器の
メイン用燃料ノズルは、燃料吹き出し部を設けて液体燃
料を薄膜化し、蒸発させるよう図られているので、均質
な予混合燃焼として予混合ダクトに供給でき、局所的高
温化のない予混合燃焼を実現することができる。
メイン用燃料ノズルは、燃料吹き出し部を設けて液体燃
料を薄膜化し、蒸発させるよう図られているので、均質
な予混合燃焼として予混合ダクトに供給でき、局所的高
温化のない予混合燃焼を実現することができる。
【００５７】また、本発明に係るガスタービン燃焼器の
予混合ダクトは、旋回翼を設けるとともに、燃焼器ライ
ナに向って転向させ、開口面積を徐々に小さくする絞り
通路に形成しているので、予混合燃焼ガスの生成の際、
逆火防止を図ることができる。
予混合ダクトは、旋回翼を設けるとともに、燃焼器ライ
ナに向って転向させ、開口面積を徐々に小さくする絞り
通路に形成しているので、予混合燃焼ガスの生成の際、
逆火防止を図ることができる。
【００５８】また、本発明に係るガスタービン燃焼器の
予混合ダクトの燃焼器ライナへの接続部周辺は、空気吹
き出し口を設けているので、空気吹き出し口から燃焼室
に強制的に案内される圧縮空気により燃焼器ライナが冷
却され、燃焼器ライナの焼損を防ぐことができる。
予混合ダクトの燃焼器ライナへの接続部周辺は、空気吹
き出し口を設けているので、空気吹き出し口から燃焼室
に強制的に案内される圧縮空気により燃焼器ライナが冷
却され、燃焼器ライナの焼損を防ぐことができる。
【００５９】また、本発明に係るガスタービン燃焼器の
予混合ダクトは、釣鐘状に形成された燃焼器ライナの頭
部側に集中して設置し、パイロット用燃料ノズルに接近
させるよう図られているので予混合燃焼ガスを生成する
際、燃焼ガスの吹き消えがなく安定した予混合燃焼ガス
を確実に確保することができる。
予混合ダクトは、釣鐘状に形成された燃焼器ライナの頭
部側に集中して設置し、パイロット用燃料ノズルに接近
させるよう図られているので予混合燃焼ガスを生成する
際、燃焼ガスの吹き消えがなく安定した予混合燃焼ガス
を確実に確保することができる。
【００６０】また、本発明に係るガスタービン燃焼器
は、メイン用燃料ノズルが設置されるヘッドプレート
を、段階状に凹設され、各段部にメイン用燃料ノズルを
設置できるようになっているので、複数のメイン用燃料
ノズルの集約化を図ることができ、ひいてはガスタービ
ン燃焼器全体を小型化することができる。
は、メイン用燃料ノズルが設置されるヘッドプレート
を、段階状に凹設され、各段部にメイン用燃料ノズルを
設置できるようになっているので、複数のメイン用燃料
ノズルの集約化を図ることができ、ひいてはガスタービ
ン燃焼器全体を小型化することができる。
【図１】本発明に係るガスタービン燃焼器の一実施形態
を示す一部切欠概略断面図。
を示す一部切欠概略断面図。
【図２】本発明に係るガスタービン燃焼器のパイロット
用燃料ノズルの一部切断断面を伴う外形図。
用燃料ノズルの一部切断断面を伴う外形図。
【図３】本発明に係るガスタービン燃焼器のメイン用燃
料ノズルの部分断面図。
料ノズルの部分断面図。
【図４】本発明に係るガスタービン燃焼器における各燃
料配分を示すグラフ。
料配分を示すグラフ。
【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濃度を示すグラフ。
ン負荷に対するＮＯｘ濃度を示すグラフ。
【図６】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ＣＯ濃度を示すグラフ。
ン負荷に対するＣＯ濃度を示すグラフ。
１ ガスタービン燃焼器 ２ 燃焼器外筒 ３ 燃焼器ライナ ４ フロースリーブ ５ 空気通路 ６ 燃焼室 ６ａ 第１段燃焼領域 ６ｂ 第２段燃焼領域 ８ パイロット用燃料供給部 ９ パイロット用燃料ノズル １０ メイン用燃料供給部 １１ メイン用燃料ノズル １１ａ 第１メイン用燃料ノズル １１ｂ 第２メイン用燃料ノズル １１ｃ 第３メイン用燃料ノズル １１ｄ 第４メイン用燃料ノズル １２ 予混合ダクト １２ａ 第１予混合ダクト １２ｂ 第２予混合ダクト １２ｃ 第３予混合ダクト １２ｄ 第４予混合ダクト １３ ヘッドプレート １４ 第１パイロッ用燃料ノズル １５ 第２パイロッ用燃料ノズル １６ 第３パイロッ用燃料ノズル １７ スワラ １８ 燃料入口 １９ 燃料出口 ２０ 燃料通路 ２１ 狭小通路 ２２ 転向・旋回通路 ２３ 流体入口 ２４ 流体通路 ２５ 流体旋回器 ２６ 縮流通路 ２６ａ 流体出口 ２７ 燃料入口 ２８ 燃料通路 ２９ 燃料縮流通路 ３０ 燃料噴射口 ３１ 燃料弁 ３２ 燃料マニホールド ３３ 第１メイン燃料通路 ３４ 燃料ヘッダ ３５ 第２メイン用燃料通路 ３６ 切換弁 ３７ 燃料マニホールド ３８ 旋回翼 ３９ 絞り通路 ４０ 空気吹き出し口 ４１ 突出しリブ ４２ 燃料案内路 ４３ 燃料噴射口 ４４ 燃料吹き出し口 ４５ 斜路 ４５ａ 頂部 ４５ｂ 案内壁 ４６ 蒸発部
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.6 識別記号 庁内整理番号 ＦＩ 技術表示箇所 Ｆ２３Ｒ 3/34 Ｆ２３Ｒ 3/34
Claims (12)
- 【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段燃焼領域と、この第１段燃
焼領域の後流側の第２段燃焼領域とに区分けし、上記第
１段燃焼領域にパイロット用燃料を噴射するパイロット
用燃料供給部と、第２段燃焼領域に燃料希薄状態で予混
合されたメイン用燃料を噴射するメイン用燃料供給部と
をそれぞれ備えたガスタービン燃焼器において、上記パ
イロット用燃料供給部はパイロット用燃料を噴射するパ
イロット用燃料ノズルを、第１パイロット用燃料を噴射
する第１パイロット用燃料ノズルと、第１パイロット用
燃料ノズルが噴射する第１パイロット用燃料種に応じて
液体燃料，気体燃料，空気のいずれかを選択的に噴射す
る第２パイロット用ノズルと、第３パイロット用燃料を
噴射する第３パイロット用燃料ノズルのそれぞれに区画
する一方、上記メイン用燃料供給部はメイン用燃料を噴
射する複数のメイン用燃料ノズルと、これらメイン用燃
料ノズル毎に臨みメイン用燃料に空気を加えて燃料希薄
状態にする予混合ダクトとをそれぞれ備えるとともに、
上記メイン用燃料供給部に液体燃料または気体燃料のい
ずれかを選択的に供給する燃料通路を設けたことを特徴
とするガスタービン燃焼器。 - 【請求項２】 パイロット用燃料ノズルは、中央に第１
パイロット用燃料ノズルを、この第１パイロット用燃料
ノズルを同芯的に包囲する第２パイロット用燃料ノズル
を、この第２パイロット用燃料ノズルを同芯的に包囲す
る第３パイロット用燃料ノズルをそれぞれ区画したこと
を特徴とする請求項１に記載のガスタービン燃焼器。 - 【請求項３】 液体燃料，気体燃料，空気のいずれかを
選択的に噴射する第２パイロット用ノズルは、一端に流
体入口を、他端に流体出口を備えた流体通路内に旋回器
と縮流通路をそれぞれ設けたことを特徴とする請求項１
または２に記載のガスタービン燃焼器。 - 【請求項４】 第１パイロット用燃料ノズルに供給され
る燃料は液体燃料であることを特徴とする請求項１また
は２に記載のガスタービン燃焼器。 - 【請求項５】 第３パイロット用燃料ノズルに供給され
る燃料は気体燃料であることを特徴とする請求項１また
は２に記載のガスタービン燃焼器。 - 【請求項６】 メイン用燃料供給部に液体燃料または気
体燃料のいずれかを選択的に供給する燃料通路はヘッド
プレート内に穿設される燃料ヘッダに接続したことを特
徴とする請求項１に記載のガスタービン燃焼器。 - 【請求項７】 メイン用燃料供給部に液体燃料または気
体燃料のいずれかを選択的に供給する燃料通路に連通す
る燃料ヘッダを備えるヘッドプレートは、段階状に凹設
され、各段部に上記燃料ヘッダに連通するメイン用燃料
ノズルを設置する構成にしたことを特徴とする請求項１
に記載のガスタービン燃焼器。 - 【請求項８】 メイン用燃料ノズルは噴射する液体燃料
を薄膜化して蒸発させる燃料吹き出し部を備えたことを
特徴とする請求項１に記載のガスタービン燃焼器。 - 【請求項９】 燃料吹き出し部は、メイン用燃料ノズル
から噴射する液体燃料を薄膜状にして流す斜路と、斜路
を燃料通路として画成する案内壁とをそれぞれ備えると
ともに、斜路の頂部から液体燃料を蒸発させる蒸発部を
備えたことを特徴とする請求項７に記載のガスタービン
燃焼器。 - 【請求項１０】 メイン用燃料ノズルに臨む予混合ダク
トは旋回翼を備えるとともに、旋回翼から燃焼室を形成
する燃焼器ライナに向って転向させ、開口面積を徐々に
小さくする絞り通路に形成したことを特徴とする請求項
１に記載のガスタービン燃焼器。 - 【請求項１１】 燃焼器ライナに接続される予混合ダク
トの外側に、燃焼室内に空気を案内する空気吹き出し口
を設けたことを特徴とする請求項９に記載のガスタービ
ン燃焼器。 - 【請求項１２】 燃焼室を形成する燃焼器ライナの頭部
側を釣鐘状に形成し、予混合ダクトをパイロット用燃料
ノズルに接近させる構成にしたことを特徴とする請求項
１に記載のガスタービン燃焼器。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP07399496A JP3673009B2 (ja) | 1996-03-28 | 1996-03-28 | ガスタービン燃焼器 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP07399496A JP3673009B2 (ja) | 1996-03-28 | 1996-03-28 | ガスタービン燃焼器 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09264536A true JPH09264536A (ja) | 1997-10-07 |
| JP3673009B2 JP3673009B2 (ja) | 2005-07-20 |
Family
ID=13534193
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP07399496A Expired - Fee Related JP3673009B2 (ja) | 1996-03-28 | 1996-03-28 | ガスタービン燃焼器 |
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| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3673009B2 (ja) |
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| JP2005326144A (ja) * | 2004-05-11 | 2005-11-24 | United Technol Corp <Utc> | 燃料噴射装置および燃料噴射装置の設計方法 |
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| JP2007064625A (ja) * | 2006-12-11 | 2007-03-15 | Hitachi Ltd | ガスタービン燃焼器及びその燃料供給方法 |
| JP2007163125A (ja) * | 2005-12-12 | 2007-06-28 | General Electric Co <Ge> | 燃料ノズル、ガスタービン燃焼器および二次燃料ノズルにおける独立パイロット燃料制御の方法 |
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-
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- 1996-03-28 JP JP07399496A patent/JP3673009B2/ja not_active Expired - Fee Related
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