JPH09507704A - ガスタービン用燃焼室 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 本発明は、軸（３）に沿って圧縮機部分（１８）からタービン部分（１９）に流入する圧縮空気の流れ（２）によって貫流され、その流れ（２）が軸（３）に関して旋回を有しているガスタービン（６、１８、１９）に対する燃焼室（６）に関する。その場合、燃焼室（６）の入口に流れ（２）から部分流（１）を分離するための流入部材（８）を備えた環状通路（４）が設けられ、流入部材（８）が部分流（１）から旋回を除去するための手段（１１）を有し、流入部材（８）が燃焼室（６）を冷却するための冷却通路（１４）並びに燃焼室（６）における燃焼を安定化するためのパイロットバーナ（７）に連通している。燃焼室（６）は熱力学的損失の回避に関して特に有利に形成され、冷却目的並びに燃焼安定化目的に特に有利に適用される部分流（１）の分割を可能にしている。

Description

【発明の詳細な説明】 ガスタービン用燃焼室 本発明は、軸に沿って圧縮機部分からタービン部分に流入する圧縮空気の流れ によって貫流され、その流れが軸に関して旋回を有しているガスタービン用の燃 焼室に関する。 本発明は特に、流れをガスタービンを駆動するための別の目的に利用するため にその流れから部分流を用意することに関する。このような部分流の公知の用途 は、タービン部分の冷却並びに圧縮機部分とタービン部分との間に配置されこの 流れによって貫流される燃焼室の冷却である。出力１００ＭＷ以上の電力を発生 する従来の定置形ガスタービンの場合、流れがタービン部分に流入する前に燃料 の燃焼によって１０００°Ｃ以上まで加熱され、これによってタービン部分およ びガスタービンの他の構成要素の構造部材が大きな熱的負荷を受けるので、上述 のような冷却が必要である。そのような熱的負荷は場合によっては冷却なしでは 克服できない。流れから抽出された空気を冷却材として使用することが有利であ る。この空気に他の物質特に水蒸気を加えることも既に提案されている。 冷却用に分岐された空気を案内するための系統はしばしば分岐され、流れ内に おける燃焼用に送られる圧縮空気の主要部が燃焼室内で受ける圧力損失は高い熱 力学的効率を保証する理由から一般に小さくされているので、分岐された空気に かかっている静圧を高めることができるようにしなければならない。このために 勿論送風機あるいは圧縮機を使用することはできるが、これは設備費用が高価に なることを意味し、また送風機あるいは圧縮機を運転するためのエネルギーが最 終的にガスタービン自体によってもたらされなければならず、従ってエネルギー 供給系統にエネルギーを供給するために利用することはもはやできないので、正 味効率が低下することを意味する。従って基本的には送風機あるいは圧縮機の使 用を避けることが望ましい。 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０２２４８１７号明細書、米国特許第４７４９０２９号 明細書、ヨーロッパ特許出願公開第０４８３５５４号明細書およびヨーロッパ特 許出願公開第０４８９１９３号明細書には、ガスタービンにおけるバーナおよび 燃焼室の形成のための一般的注意がそのような燃焼室をタービン部分に接続する 高温ガス通路の形成を含めて記載されている。最後に挙げた明細書はいわゆる環 状燃焼室の形をしたガスタービンの燃焼室に関し、この環状燃焼室の構造部材の 冷却についても言及されている。 空気の部分流によりガスタービンのロータの一部を冷却することはヨーロッパ 特許出願公開第０４４７８８６号明細書に記載されている。 米国特許第５２０７０６４号明細書にはガスタービン用の燃焼室を有する装置 が記載されている。この装置は本来の燃焼室並びにこの燃焼室に付設され燃焼室 を貫流する圧縮空気の流れから部分流を抽出する装置を含んでいる。これらの部 分流の一部は、導入される総燃料の小さな分量をこれらの各部分流内において燃 焼し、燃料の主要部が導入される他の個所における流れ内の燃焼を安定化するい わゆるパイロットバーナに導入される。別の場所で抽出された他の部分流は燃焼 室の冷却に使用される。これらの部分流はそれが指定通りに使用される場所の近 くでそれぞれ抽出される。即ちパイロットバーナに対する部分流は装置の流入範 囲において抽出され、燃焼室の外側壁を冷却するためには抽出はその外側壁の近 くで行われ、燃焼室の内側壁を冷却するための抽出はその内側壁の近くで行われ る。燃焼室自体は円環状に形成され、燃焼室に後置接続されたタービン部分を燃 焼室に前置接続された圧縮機部分に結合しているガスタービンのロータを包囲し ている。 本発明の課題は、冒頭に述べた形式の燃焼室を、単純に形成された安価な部分 流の抽出手段が設けられ、補助的な組込物を殆ど不要にしてできるだけ損失なし に流れが案内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、軸に沿って圧縮機部分からタービン部分に流入す る圧縮空気の流れによって貫流され、その流れが軸に関して旋回を有しているガ スタービン用の燃焼室において、燃焼室の入口が流れから部分流を分離するため の流入部材を備えた環状通路を有し、この流入部材が部分流から旋回を除去する ための手段を有し、また流入部材が燃焼室の冷却用の冷却通路並びに燃焼室にお ける燃焼を安定化するためのパイロットバーナに連通していることによって解決 される。 流れから部分流を分割する多数の種々の手段は、本発明に基づいて、燃焼室の 入口に設けられている唯一の流入部材にまとめられている。この流入部材内にお いて、旋回の除去およびそれに伴う遅延によって、静圧が増大された部分流が用 意され、この流入部材は適当な装置を介して燃焼室の冷却用の冷却通路並びに燃 焼室における燃焼過程を安定化するためのパイロットバーナに連通している。な お燃焼室は、場合によって燃料を流れに導入するために必要とされる構造部材以 外の組込物から自由にすることができる。なお流れはほぼ自由に燃焼室を通って 流れるので、熱力学的損失は十分に避けられる。 なお本発明に基づいて分岐された部分流からの旋回の消滅は消散即ち摩擦によ ってではなく、部分流における静圧をできるだけ大きく増大し従ってそれにより 生ずる利点をできるだけ広範囲に利用できるようにするために、転向によって乱 流を十分に避けた状態で行われることは勿論である。好適には部分流が流れの環 状通賂の円環状部位を貫流する一部であると、そのようにして分離する際に旋回 が失われないことが保証されるので有利である。適当に形成された流入部材と冷 却通路との接続は好適には適当な管によって行われる。 部分流から旋回を除去するための手段は相応して形成され配置された案内羽根 であると有利である。 更に、流れに燃料を導入するためにリブが設けられ、このリブはそれを通して 流れに導かれる燃料がパイロットバーナから供給されるパイロット火炎で点火さ れるように配置されていると有利である。燃料をパイロットバーナ並びにリブに 導入するために相応した燃料案内系統が設けられる。この実施形態の枠内におい て、パイロットバーナは、使用されるリブの数と同数あるいはその半分の数だけ 存在していると有利である。このようにしてパイロットバーナごとに一つのリブ ないしはパイロットバーナごとに二つのリブの配列が生じ、この配列はパイロッ トバーナとリブとの相対的な位置づけによって、流れ内においてパイロットバー ナから供給されるパイロット火炎の範囲に特に高い燃料濃度が生ずるように作用 し、このことは燃料・空気混合物の発火性を増大し、これによって燃焼の安定化 に寄与する。 上述の実施態様の追加的な発展形態は、円環状の静翼列を通して流入される必 要のあるタービン部分に接続されている燃焼室において、リブの数が静翼の数と 同じであることによって特徴づけられている。この実施形態により、リブと静翼 とを適当に相対的に位置づけた場合、燃料を流れに導入する際の非均一性に基づ いて生ずる流れ内における温度分布の局所的な最大がその都度二つの静翼の間に 位置することになるので、静翼がこうむる温度は流れ内で生ずる最大温度より著 しく低くなる。このようにして相応して配列された配置構造において燃料を意図 的に非均一に導入した際に、静翼の熱的負荷を増大することなしに、温度分布の 最大を意図的に上昇することによって、流れの平均温度を熱力学的に適切な平均 温度に上昇することができる。このようにして本発明に基づいてガスタービンの 熱力学的効率を増大することができる。 燃料を導入するためのリブを備えた燃焼室は他の組込物から自由にすると有利 であり、これによって流れは燃焼室をほぼ障害なしに貫流できる。この燃焼室は 特に乱流および／又は高価な組込物において生ずるような熱力学的損失を回避し 、これによって高い効率を得る点について大きな利点を生ずる。 本発明の実施例は図面から理解できる。各図面には実施例において本発明にと って重要な構成要素しか示されていない。対応する構成要素には同一符号が付さ れている。図面は部分的に概略的におよび／又は僅かに誇張して示され、特に具 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、図２および図３はそれぞれガスタービンの燃焼室を示し、図４は燃焼室 の特に有利な実施例を示している。 図１はガスタービンの一部を示し、即ち圧縮機部分１８の一部、タービン部分 １９の一部およびそれら両者の間に位置する環状燃焼室の形をした燃焼室６を示 している。これらは軸３に関して対称に配置されている。圧縮機部分１８は圧縮 ガスつまり圧縮空気の流れ２を供給し、この流れ２は軸３に沿って螺旋状に伝播 し、従って軸３に関して旋回を有している。この旋回は図２および図３に明瞭に 示されている。流れ２は大部分が燃焼室６に流入し、その流れから燃焼室６の入 口における環状通路４において部分流１が抽出される。この部分流１は環状通路 ４の円環状部位５において流入部材８の中に入り込み、そこでまず部分流から旋 回を十分に取り除く案内羽根１１に衝突する。部分流１は案内羽根１１の後ろで 軸３に対してほぼ平行に集合室２０の中に流入し、そこから複数の用途のために 導かれる。部分流１の一部は外に向けられている管１０を通して環状通路４の外 側面１３の背面にある冷却通路１４に到達し、これによって燃焼室６を冷却する 。その場合部分流１は一部が冷却空気孔２２を通して燃焼室６に到達し、一部が 燃焼室６の後ろで流れ２に混入する。部分流１の他の部分は内側に向いた管９を 通して環状通路４の内側面１２の背面に入り込み、そこで同様に冷却通路１４に 到達し、燃焼室６を冷却する。部分流は燃焼室６の後ろでその一部が流れ２に到 達し、他の部分が内側面１２に存在する冷却空気孔２２を通して燃焼室６の中に 直接到達する。部分流１の他の部分はパイロットバーナ７に到達し、そこで燃料 案内系統１７を介して導入される燃料が加えられる。このパイロットバーナ７は 流れ２をある程度予め加熱するために使用され、燃焼室６内における燃焼を安定 化し、この燃焼室は流れ２に導入すべき熱の主要部を供給する。燃焼室６におけ る燃焼は、燃焼室６に組み込まれたリブ１５に燃料案内系統１７を介して供給さ れここからノズル１６を通して流れ２の中に到達する燃料によって行われる。燃 焼室６内における燃焼は流れ２の旋回を維持した状態で行われ、それによりガス タービンの熱力学的効率に関して種々の利点が生ずる。タービン部分１９はその 燃焼室６側の端部に静翼２１を有している。この静翼は常にガスタービンの熱的 に最も大きく負荷される構造部材に数えられ、実際にはしばしば燃焼室６と同様 に冷却する必要がある。このためにも流れ２から分割された部分流１が使用され るが、このことは図１の図面では分かり易くする理由から省かれている。静翼２ １およびガスタービン１９の他の構成要素に対する冷却系統の形成については上 述の従来技術の引用文献および当該専門的知識を参照されたい。燃焼室６はガス タービンのロータ２４を包囲している。燃焼室６とロータ２４との間に、流れ２ が完全に燃焼室６に到達することを保証する密封装置２３例えばラビリンスパッ キンが存在している。 図２は図１のＩＩ−ＩＩ線で示されているように流入部分８の前面を示してい る。流れ２の旋回は湾曲矢印で示されている。軸３は十字で表されている。流入 部材８が環状通路４の円環状部位５をとらえていることが明らかに理解できる。 案内羽根１１が静圧を高めるために流入部材８の中に到達する部分流１の旋回を 減少し、好適には十分に除去するように配列されていることも明らかに理解でき る。部分流１の一部を既に述べたようにそれぞれ所定の位置特に燃焼室６の冷却 通路１４に送る内側ないし外側に延びる管９、１０も示されている。 図３は図１のＩＩＩ−ＩＩＩ線に沿った燃焼室６の軸線３に対して垂直な断面 図を示している。ここでも湾曲矢印が流れ２の旋回を暗示している。ノズル１６ 付きのリブ１５並びに既にタービン部分１９に属している静翼２１が示されてい る。リブ１５および静翼２１の数および配置構造は、リブ１５の選択された幾何 学的形状に基づいて非均一に加熱される流れ２による静翼２１の熱的負荷を小さ くするために、互いに調整されている。 図４は外側に延びる管１０を含めた流入部材８並びにパイロットバーナ７を軸 ３に対して垂直方向に示している。各管１０が横断面平坦な形状を有しているこ とが明らかに理解でき、即ちこの形状は軸３を中心として螺旋状に流れる流れ２ に対してできるだけ小さな抵抗となるようにされている。 本発明は、そこを貫流する圧縮空気の流れがほとんど妨害無しに少ない損失で 案内されるように設計され、その流れから部分流を分岐することを可能にし、こ れらの部分流が多目的特に冷却目的および安定目的のために優れて適用されるよ うにされているガスタービン用の燃焼室に関する。

───────────────────────────────────────────────────── 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（３）に沿って圧縮機部分（１８）からタービン部分（１９）に流入する 圧縮空気の流れ（２）によって貫流され、その流れ（２）が軸（３）に関して旋 回を有しているガスタービン（６、１８、１９）用の燃焼室（６）において、燃 焼室（６）の入口に流れ（２）から部分流（１）を分離するための流入部材（８ ）を備えた環状通路（４）が設けられ、流入部材（８）が部分流（１）から旋回 を除去するための手段（１１）を有し、流入部材（８）が燃焼室（６）を冷却す るための冷却通路（１４）並びに燃焼室（６）における燃焼を安定化するための パイロットバーナ（７）に連通していることを特徴とするガスタービン用燃焼室 。 ２．流入部材（８）が環状通路（４）の円環状部位（５）にわたって延び、管（ ９、１０）によって冷却通路（１４）に接続されていることを特徴とする請求項 １記載の燃焼室。 ３．部分流（１）から旋回を除去するための手段（１１）が案内羽根（１１）で あることを特徴とする請求項１又は２記載の燃焼室。 ４．流れ（２）に燃料を導入するためのリブ（１５）が設けられ、その燃料がパ イロットバーナ（７）から供給されるパイロット火炎で点火ないし燃焼され、燃 料をパイロットバーナ（７）並びにリブ（１５）に導入するための燃料案内系統 （１７）が設けられてい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 記載の燃焼室。 ５．存在するリブ（１５）の数と同数あるいはその半分の数のパイロットバーナ （７）が設けられていることを特徴とする請求項４記載の燃焼室。 ６．円環状の静翼（２１）列を通して流れが流入されるタービン部分（１９）に 接続されている燃焼室（６）において、リブ（１５）の数が静翼（２１）の数と 同じであることを特徴とする請求項５記載の燃焼室。 ７．環状通路（４）の後ろにだけリブ（１５）が組み込まれていることを特徴と する請求項４ないし６のいずれか１つに記載の燃焼室。