JPH09507703A - 圧縮空気内における燃料の燃焼方法 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 本発明は、軸（１）に沿って流れる流れ（２）が用意される圧縮空気内における燃料の燃焼方法に関する。その場合流れ（２）からまず複数の部分流（３）が分割され、各部分流（３）に別個に燃料の一部が導入され、流れ（２）の中に突出するパイロット火炎（２５）の形に燃焼される。残りの燃料は流れ（２）に分布され、パイロット火炎（２５）で点火されて燃焼される。流れ（２）内に形成された燃料分布（２８）は非均一であり、各パイロット火炎（２５）に局所的な最大値（２９）を有している。この方法は特にガスタービンの利用に適しており、燃料の迅速で完全な燃焼を保証する。

Description

【発明の詳細な説明】 圧縮空気内における燃料の燃焼方法 本発明は、軸に沿って動く流れが用意され、その流れからまず複数の部分流が 分割され、各部分流に別個に燃料の一部が導入され、流れの中に突出するパイロ ット火炎の形に燃焼され、残りの燃料が流れに分布され、パイロット火炎で点火 されて燃焼されるような圧縮空気内における燃料の燃焼方法に関する。 本発明は特にガスタービンにおいて圧縮機部分とタービン部分との間を流れる 圧縮空気内において燃料を燃焼する方法に関する。本発明は相応するガスタービ ンの二つのタービン部分の間を流れる圧縮空気内において燃料を燃焼することも 問題にしている。 機械エネルギーを用意するのに役立つガスタービンにおいては、空気が圧縮機 部分内において高圧に圧縮され、続いて熱の導入によって通常は燃料の燃焼によ って加熱され、その際一般に高圧がほぼ維持され、最終的にタービン部分内で膨 張される。燃料の燃焼は従来からの方式で実施され、即ちガスが燃焼室を通して 導かれ、その中に存在するバーナあるいは複数個のバーナ配置構造によりガスに 燃焼すべき燃料が導入されて点火されることによって実施される。 この種のバーナの例はヨーロッパ特許第０１９３８３８号明細書、米国再発行 特許第３３８９６号明細書、ヨーロッパ特許第０２７６６９６号明細書、米国特 許第５０６２７９２号明細書、国際特許出願公開第９２／１９９１３号明細書に 記載されており、また他の実施形態はヨーロッパ特許出願公開第０２１０４６２ 号明細書、ヨーロッパ特許出願公開第０３２１８０９号明細書およびヨーロッパ 特許出願公開第０４８３５５４号明細書に記載されている。ガスタービンに使用 するための多数のバーナを備えた燃焼室の例がヨーロッパ特許出願公開第０４８ ９１９３号明細書に記載されている。この燃焼室は端面壁を備えた円形の環状室 を有し、その端面壁にバーナが取り付けられ、燃焼用に用意された圧縮空気の大 部分はバーナを通して環状室に流入する。環状室は更にそれぞれ空気が貫流する ためのスリットを有する内側壁および外側壁によって境界づけられている。それ らのスリットを通って環状室に流入する空気は内側壁および外側壁を冷却するた めに使用される。燃焼室は圧縮機部分とガスタービンのタービン部分との間に配 置されている。圧縮機部分で圧縮された空気の流れが燃焼室の中に流入する前に 、この流れは繰り返し転向され、それが圧縮機部分を出る際に持っていた可能性 のある旋回を遅くとも燃焼室に流入する際に失う。各バーナはそれ自体バーナを 貫流するガスの部分流に或る程度の旋回を与えるが、このことはガスの流れが軸 に関して旋回を有するように導くことはない。燃焼室の形状および流れの比較的 複雑な案内によってかなり大きな圧力損失が生じ、更に流れは圧縮機部分におい て場合によって伝えられた旋回を失うので、流れがタービン部分に流入する際に 新たに旋回を与えなければならず、これはかなりの設備費用を必要とし、一層大 きな圧力損失を生ずる。 圧縮空気の流れが旋回をもって導かれる必要のある燃焼室の例はヨーロッパ特 許出願公開第０５９０２９７号明細書で知られている。この文献には燃焼室がど のように構成されなければならないかについての明確な示唆がないが、流れが旋 回を維持した状態で燃焼室を通って導かれることに基づいて、タービン部分の入 口に普通設けられる固定案内羽根（静翼）を省略できることが言及されている。 圧縮空気の流れ内で行われる燃焼方式は流れを表す多数の細目に関係している 。特に流れが比較的迅速に動くとき、その中で行われる燃焼は不安定となる傾向 があり、これにより有害物質の発生が増大し、燃焼を完全に停止してしまうおそ れがある。従って比較的迅速に流れる流れ内で行われなければならない短時間内 での燃焼は窒素酸化物の発生を抑えるために非常に望まれる。窒素酸化物の発生 は、燃焼の際に行われる反応の細目によらずに燃焼の際に生ずる高温自体に起因 するものである。この窒素酸化物の発生だけに必要なものは、燃焼の際に生ずる 煙道ガスにおける余剰酸素であり、このことはガスタービンにおいては常に当て はまる。極めて高温において流れの滞在時間が短いことは窒素酸化物の発生が僅 かであることを意味する。上述した問題は、流れが旋回をもって導かれるとき流 れがその所定の滞在時間内で燃料を燃焼するためにはなお高い流速を必要とする ので、場合によってはより一層重大である。 これらの問題を考慮して本発明の課題は、冒頭に述べた形式の方法を、燃料の 燃焼の安定が常に保証されるように改良することにある。 本発明によればこの課題は、軸に沿って動く流れが用意され、その流れからま ず複数の部分流が分割され、各部分流に別個に燃料の一部が導入され、流れの中 に突出するパイロット火炎の形に燃焼され、残りの燃料が流れに分布され、パイ ロット火炎で点火されて燃焼されるような圧縮空気内における燃料の燃焼方法に おいて、残りの燃料が流れに非均一に分布され、これによって形成された流れ内 における燃料分布が各パイロット火炎に局所的な最大値を有するようにすること によって解決される。 本発明においては、燃料をその中で燃焼すべき空気の流れを多数の部分流に分 割して各部分流に多かれ少なかれ別個に熱を導入するという従来の方式は採用し ない。本発明によれば燃焼の大部分は流れを部分流に分割することなしに行われ る。勿論流れの一部は分割されて部分流に分けられるが、この部分流は、流れの 中に突出して流れ内に多かれ少なかれ自由に分布される残りの燃料に対する発火 源を形成するパイロット火炎を形成するために利用される。流れ内における燃料 分布は、各パイロット火炎に燃料分布の局所的な最大値が存在するように意図的 に非均一にされている。流れ内における燃料の非均一分布は、各パイロット火炎 に簡単に且つ確実に発火する比較的濃い燃料・空気の混合物が存在することを保 証し、この意味において、従来の解決では望ましくない燃料分布の非均一性は、 燃焼を安定化するためおよびすべての燃料が燃焼されることを保証するために寄 与する。 流れから分割された部分流は、考え得るすべての状態で安定化した燃焼が生ず るように設定され、相応した量の燃料が加えられる。特にこの燃焼のために比較 的濃い燃料・空気の混合物が形成される。残りの燃料は流れに直接導入され、そ の際に生ずる混合物は平均的にガスタービンに対する通常運転状態において必要 とされるように比較的薄い。それに応じて存在する過剰空気は場合によっては燃 焼に不利に作用するので、燃焼を安定化するためにできるだけ他の処置を講ずる 必要がある。この安定化は本発明によれば好都合な状況のもとで形成されたパイ ロット火炎によって行われ、このパイロット火炎は点火源として作用し、流れに 直接導入された燃料が点火され完全燃焼することを保証する。 圧縮空気の流れは場合によっては軸に関して旋回を持つこともでき、このこと は特にガスタービンにおける用途において利点を有する。即ち圧縮機部分におい て場合によって形成される流れの旋回を除去するために必要な案内装置を省略す ることができ、ガスタービンは比較的簡単に形成できる。更に場合によってはタ ービン部分の回転構成要素がその機能にとって必要とする旋回を最初に形成する 必要のあるガスタービンの入口における案内装置を省略することができる。たと えその案内装置を完全に省略することができなくても、流れが既に一部必要な旋 回を有しており、従来必要とされるよりも僅かに転向すればよいので、案内装置 は比較的簡単に形成できる。 部分流が分岐される流れ部分から部分流を分岐する前に旋回が除去されること 、特に完全に除去されることが有利である。その旋回の除去は減速および圧力上 昇を伴って生じ、これはパイロット火炎を形成するために有利に利用される。即 ち案内装置を相応して設計した場合、減速の際に生ずる圧力はパイロット火炎を 形成するのに十分であり、従って補助的な送風装置などを設ける必要はない。 特に本発明の方法はガスタービンに有利に適用することができ、その場合、流 れがガスタービンの圧縮機部分により用意され、燃料の燃焼後にガスタービンの タービン部分に導入される。本発明の他の特徴に基づいて、静翼は流れがその中 を通してタービン部分の中に流れる入口間隙内に、流れ内における燃料の非均一 な分布に基づく非均一な温度分布の局所的最大値がその都度二つの静翼間に位置 するように数および配置が考慮されている。このことは特に、パイロット火炎の 数が静翼の数と一致し、パイロット火炎および静翼が流れの場合による旋回を考 慮して適当に相対的に位置づけられることによって達成される。 本発明の実施例を図面から明らかにする。本発明の説明にとって重要でない部 分は図面から省かれている。また図面は具体的な実施形状の実際寸法を精確に表 すものではない。 図１は燃料を圧縮空気内で燃焼する方法を実施するための装置の軸方向長手断 面図、 図２は図１のＩＩ−ＩＩ線に沿った横断面図、 図３は図２のＩＩＩ−ＩＩＩ線に沿った接線方向の断面図、 図４は図１のＩＶ−ＩＶ線に沿った横断面図、 図５は複数種類の燃料を供給するために装置内に設置されるリブの横断面図、 図６は燃料を供給するための二つの系統の配置図である。 各図面にはおいて互いに相当する部分に同一符号が付されており、従って以下 に図１から図４を共通に参酌する。 特に図１には、ガスタービンの一部が示されており、詳しくは圧縮機部分４と タービン部分５との間に配置されガスタービンの軸１を包囲する環状室６を備え た燃焼室が示されている。軸１に沿って動きこの軸１に関して旋回を有する圧縮 空気の流れ２が圧縮機部分４により用意される。流れ２が旋回を有するという特 性はこれを象徴的に表した湾曲矢印によって示されている。流れ２は、軸１の側 が内側壁１２によって軸１とその反対側が外側壁１３によって境界づけられてい る環状室６をほとんど妨害なしに貫流する。環状室６はガスタービンのロータ２ ３を包囲している。流れ２の一部がロータ２３に沿って流れることを阻止するた めに、ロータ２３と内側壁２３との間に密封装置２４例えばラビリンスパッキン がはめ込まれている。燃焼すべき燃料は配管系統８を介して導入される。燃料の 大部分はリブ７に流入し、各リブ７に設けられたノズル９を通して流れ２の中に 到達し、そこで燃料は点火されて燃焼される。燃料は、流れ２が入口間隙１４を 通してタービン部分１５に流入しそこにある静翼１５に到達する前に、完全に燃 焼されなければならない。リブ７を通して導入された燃料を燃焼させ、その燃焼 を安定化させ、および追加的に空気を内側壁１２および外側壁１３の冷却のため に分岐するために、多かれ少なかれ圧縮機部分４の直ぐ後ろで環状配管１６が環 状室６の中に突出している。空気の一部は環状配管１６の中に流入し、その中で 複数の部分流３に分岐される。これらの各部分流３はそれぞれ相応した冷却配管 １９を通って環状室６の内側壁１２ないし外側壁１３の後ろに到達し、これらの 壁を冷却する。他の部分流３はパイロットバーナ１０に流入する。このパイロッ トバーナ１０は、配管系統８を介して燃料が導入されリブ７の前に配置されてい るノズル１１を有している。燃料の一部は１個のパイロットバーナ１０ないし多 数のパイロットバーナ１０に導入され、部分流３を介して導入される空気で主に 燃焼される。その場合、燃料と空気との混合比を微調整すること、特に一定した 安定燃焼を保証する値に調整することができる。この燃焼はリブ７を通して導入 される燃料の燃焼を安定化する。なおパイロットバーナ１０およびリブ７は実施 形態に応じて互いに接線方向にずらして配置されているが、図１で明白な配置構 造が代表的なものではない。環状配管１６に流入する流れ２の一部はまず転向羽 根１７に到達し、そこでもともと存在する旋回が消滅するように転向される。こ の転向は或る程度減速を伴って生じ、それにより静圧が増大し、これによって部 分流３は大きく安定化する。転向羽根１７によって転向された流れ２の一部は集 合室１８の中に到達し、そこから部分流３が分岐する。パイロットバーナ１０の 後ろへのリブ７の配置は必ずしも必要でなく、軸１に沿ったリブ７とパイロット バーナ１０との相対位置は流れ状態に相応して選択される必要がある。パイロッ トバーナ１０およびリブ７を並列配置することも考えられ、その場合にはリブ７ は冷却配管１９と部分的に置き換えることもできる（図６参照）。 図２は、環状室のリブ７およびタービン部分５における静翼１５がどのような 立体的な関係で配置されているかを、この図面で十字で表されている軸１に対し て垂直な断面図で示している。湾曲矢印は流れ２の旋回を表している。リブ７と 同じ数の静翼１５が存在していることおよびリブ７および静翼１５が所定の方式 で方位的に互いにずらされていることも明らかである。このずれが流れ２の旋回 に応じて正しく選択されているとき、燃料の非均一分布に基づいて燃料分布の局 所的な最大値が生じている個所に生ずる流れ２における温度分布の最大値は、二 つの静翼１５の丁度中央に位置し、これによって静翼１５の熱的負荷の軽減に寄 与する。 このような静翼１５の熱的負荷の軽減がどのように行われるかは図３から明ら かである。図３には図２のＩＩＩ−ＩＩＩ線に沿った断面図が示されている。流 れ２がリブ７から静翼１５にどのように流れるかが示されている。図３には、流 れ２がリブ７から流れ去って燃焼が完了したときの流れ２における温度分布の略 図も示されている。流れ２に対して垂直な座標ｘに関連して温度Ｔが示されてい る。温度Ｔの局所的最大値が静翼１５間に位置していることが理解でき、その場 合静翼１５の近くにおける流れ２の温度はその最大値に比べてかなり減少してい る。流れ全体にわたって平均化された温度の平均値はガスタービンにおいて経過 するプロセスに対して熱力学的に重要である。即ちリブ７の配置の幾何学的形状 に基づく非均一な温度分布によって、静翼１５は平均温度あるいはそれ以上の温 度で負荷されず、平均植に比べてかなり減少された温度で負荷されることになる 。特に有用される材料の許容熱的負荷がタービン部分５の中に流入する際の温度 の最大値を決定することからして、本発明の利点を利用することによってこの温 度の最大値を著しく高めることができる。 図３からリブ７の構造も明らかである。リブ７は中空であり、内部空間８は燃 料の配管系統に属しており、燃料を流れ２に導入する多数のノズル９を有してい る。ノズル９はリブ７に任意に分布することができ、ノズル９をリブの下流側端 にしか設ける必要はない。ノズル９の配置に対する唯一の重要な基準は、本発明 において流れ２に望まれる燃料分布の非均一性が達成されることである。 図４は部分流３を分岐するための冷却配管１９付きの環状配管１６の配置構造 を示している。部分流３における静圧を増大するために、環状配管１６に流入す る流れ２の一部を軸方向に転向し或る大きさだけ減速する転向羽根１７も示され ている。 図５は数種類の燃料を選択的に供給するために有用であるリブ７を横断面図で 示している。リブ７の内部に三つの燃料通路２０、２１、２２が存在し、最小の 燃料通路２０は油を供給するために、中間の大きさの燃料通路は天然ガスを供給 するため、および最大の燃料通路は小さな発熱量の燃焼ガス例えば石炭ガスを供 給するために使用される。各燃料通路２０、２１、２２はそれぞれノズル９に開 口している。 図６は本発明において流れ２に燃料を導入する二つの系統の共働作用を示して いる。この図面の下部に燃焼室における流れ状態が概略的に示され、そのリブ７ およびパイロットバーナ１０は流れ２によって洗流されている。図面において流 れ２は真っ直ぐに流れる。もっとも図面は旋回して流れる流れ２に対しても適用 されるが、その場合の座標は旋回なしに流れる流れ２の場合と異なって軸１に対 して平行ではなく、その流れに沿っておよび相応して螺旋状に軸１の周りに置か れている。図面における横軸はいずれの場合も軸１の周りにおける方位角である 。各パイロットバーナ１０には流れ２から分割された空気の部分流（図示せず） が 導入され、同時に導入される燃料が加えられ、流れ２の中に突出するパイロット 火炎２５を形成しながら燃焼する。従ってパイロットバーナ１０は流れ２に熱を 導入するための第１段階を形成する。熱を導入する第２段階は流れ２に直接燃料 を導入するリブ７によって与えられる。その場合、各リブ７から燃料は流れ２に 対してほぼ垂直の方向に流出し、破線で示した流れ線２６に沿って分布される。 流れ２内における燃料分布はリブ７の配置構造で条件づけられて非均一であり、 これは図面の上部における線図に示されている。互いに隣接する二つのリブ７か らの部分流はそれぞれ次第に一緒に流れ、それぞれ燃料分布の局所的最大値２９ を形成し、そこで燃料もパイロット火炎２５で点火される。流れ２内において点 で示されている火炎正面２７に沿って燃焼が伝播し、最終的にリブ７を通して供 給される燃料の完全燃焼を生じさせる。図面の上部の線図に燃料の分布２８が示 されており、その横軸には方位角が示され、縦軸には濃度が示されている。縦軸 は図面が分布２８の形状だけを示し質的な表示を意図しないことを象徴的に示す ために、破断線として示されている。その分布２８はパイロット火炎の尖端を互 いに結ぶ線上における燃料の分布にほぼ相応している。分布２８は図３を参照し て既に述べた流れ内における温度分布に対して密接に関係しており、局所的な燃 料濃度が高くなればなるほど、燃焼の際に得られる温度が上昇する。本発明の有 利な実施態様について図６も参照されたい。この実施態様は、静翼１５（図３参 照）並びにリブ７およびパイロットバーナ１０がそれぞれ同数設けられることに ある。 本発明に基づいて圧縮空気内において燃料を燃焼する方法が提供される。これ は特にガスタービンにおける利用に適しており、燃料の迅速で完全な燃焼を保証 する。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (81)指定国 ＥＰ(ＡＴ，ＢＥ，ＣＨ，ＤＥ， ＤＫ，ＥＳ，ＦＲ，ＧＢ，ＧＲ，ＩＥ，ＩＴ，ＬＵ，Ｍ Ｃ，ＮＬ，ＰＴ，ＳＥ)，ＣＮ，ＣＺ，ＪＰ，ＫＲ，Ｒ Ｕ，ＵＡ，ＵＳ

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．軸（１）に沿って流れる流れ（２）が用意され、その流れ（２）からまず複 数の部分流（３）が分割され、各部分流（３）に別個に燃料の一部が導入され、 流れ（２）の中に突出するパイロット火炎（２５）の形に燃焼され、残りの燃料 が流れ（２）に分布され、パイロット火炎（２５）で点火されて燃焼されるよう な圧縮空気内における燃料の燃焼方法において、残りの燃料が流れ（２）に非均 一に分布され、これによって形成された流れ（２）内における燃料分布が各パイ ロット火炎（２５）に局所的な最大値（２９）を有していることを特徴とする圧 縮空気内における燃料の燃焼方法。 ２．流れ（２）が軸（１）に関して旋回を有していることを特徴とする請求項１ 記載の方法。 ３．部分流（３）が分岐される流れ（２）の部分において部分流（３）を分岐す る前に旋回が除去されることを特徴とする請求項２記載の方法。 ４．流れ（２）がガスタービンの圧縮機部分（４）により用意され、燃料の燃焼 後にガスタービンのタービン部分（５）に導入されることを特徴とする請求項１ ないし３のいずれか１つに記載の方法。 ５．流れ（２）がタービン部分（５）を静翼（１５）が配置されている入口間隙 （１４）を通って流れ、流れ（２）内における燃料の燃焼によって非均一な温度 分布が発生され、その局所的最大値が二つの静翼（１５）間に位置していること を特徴とする請求項４記載の方法。