JPH1073255A - ガスタービンエンジン燃焼室 - Google Patents

ガスタービンエンジン燃焼室

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JPH1073255A
JPH1073255A JP9140075A JP14007597A JPH1073255A JP H1073255 A JPH1073255 A JP H1073255A JP 9140075 A JP9140075 A JP 9140075A JP 14007597 A JP14007597 A JP 14007597A JP H1073255 A JPH1073255 A JP H1073255A
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JP
Japan
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primary
fuel
duct
combustion
gas turbine
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Withdrawn
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JP9140075A
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English (en)
Inventor
Jeffrey Douglas Willis
ジェフリー・ダグラス・ウィリス
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Rolls Royce PLC
Original Assignee
Rolls Royce PLC
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Publication date
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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
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • 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
    • F23R3/40—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the use of catalytic means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/08—Purpose of the control system to produce clean exhaust gases
    • F05D2270/083—Purpose of the control system to produce clean exhaust gases by monitoring combustion conditions

Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【課題】 触媒燃焼領域への取入口の温度が所定の温度
範囲内にあるように制御するエンジン燃焼室の提供。 【解決手段】 ガスタービンエンジン燃焼室２８は、一
次燃焼領域３６と、その下流の二次燃焼領域４０とを有
する。触媒燃焼領域４４は、二次燃焼領域の下流に配置
されており、均一な燃焼領域１００は、触媒燃焼領域の
下流に配置されている。パイロット噴射器６２は一次燃
焼室に燃料を送る。少なくとも１つの予備混合ダクト５
４，５６は、第１の混合気を一次燃焼領域に供給するた
めに複数の一次燃料噴射器５８，６０を有する。二次予
備混合気ダクト６４は、第２の混合気を二次燃焼領域に
供給するために複数の二次燃料噴射器８２を有する。複
数の温度センサが触媒燃焼領域への取入口に配置され、
プロセッサが弁１０６，１０８，１１０を制御し、これ
らの弁は、触媒燃焼領域への取入口の温度が所定の温度
範囲内にあることを保証するように燃料の供給を調節す
る。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンエン
ジンの燃焼室及びガスタービンエンジンの作動方法に関
する。
【０００２】
【従来の技術】産業用低放出ガスタービンエンジンにお
いて、放出水準の要求に合致するために、排出される窒
素酸化物（ＮＯｘ）の量を最小限にするために段階的な
燃焼が必要とされる。現在、放出水準の要求は、産業用
ガスタービンの排出において１００万部のＮＯｘ毎に２
５容積部未満である。窒素酸化物の放出を低減する基本
的な方法は、燃焼反応温度を低下することであり、これ
は燃焼が起こる前に燃焼空気全部と燃料を予め混合する
ことを必要とする。
【０００３】窒素酸化物（ＮＯｘ）の放出を最小限にす
るために段階的な燃焼を有するガスタービンエンジンの
燃焼室が提供することは知られている。英国特許第９３
３９号は、ＮＯｘを低減するためにガスタービンエンジ
ンの燃焼室の燃料噴射を二段階にすることを示してい
る。我々の国際特許出願第９２０７２２１号は、ガスタ
ービンエンジンの燃焼室の二段階及び三段階の燃料噴射
を示している。段階的な燃焼において、燃焼のすべての
段階は、リーン燃焼を行うことが示されており、Ｎｏｘ
を最小限にする低燃焼温度を提供する。ここで使用する
リーン燃焼という用語は、空燃比が小さい、すなわち、
調量比より弱い空気内の燃料の燃焼を意味する。この構
成に関する問題は、産業用ガスタービンエンジンにおい
てガスタービンエンジンの４０％乃至１００％の動力に
わたって、及び一酸化炭素の低放出水準によって１００
万分の２５容量部の現在の放出水準以下まで窒素酸化物
（ＮＯｘ）の放出を最小限にしないことである。さら
に、この構成は、燃焼室に供給される燃料及び空気の相
対的な比率を制御し、窒素酸化物の放出を最小限にする
ために燃料の組成分及び空気の湿度の正確な知識を必要
とする。さらに燃料弁は、これを達成するために正確な
修正を必要とする。窒素酸化物（ＮＯｘ）の放出を最小
限にするために直列に配列された複数の触媒燃焼領域を
有するガスタービンエンジン燃焼室を提供することは知
られている。１つの公知の構成は、１９９４年１月１９
日に発行された英国特許出願２２６８６９４Ａに示され
ている。
【０００４】この構成に関する問題は、それが利用可能
な空隙に適合せず、それが触媒燃焼領域の間に段階的に
燃料を送ることを必要とすることを特徴とである。
【０００５】本発明の目的は、上述した問題を克服する
新しいガスタービンエンジン及びガスタービンエンジン
燃焼室を作動する新しい方法を提供することである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】従って、本発明は、一次
燃焼領域と、一次燃焼領域の下流の二次燃焼領域と、一
次燃焼領域に燃料を供給するパイロット燃料噴射器と、
第１の混合気を一次燃焼領域に供給する少なくとも１つ
の一次予備混合ダクトと、第２の混合気を二次燃焼領域
に供給する少なくとも１つの二次予備混合ダクトと、を
有し、一次混合ダクトは、燃料を一次予備混合ダクトに
送るために一次予備混合ダクト及び一次燃料噴射装置に
空気を送る入口装置を有し、二次予備混合ダクトは、燃
料を二次予備混合ダクト、二次燃焼領域の下流の触媒燃
焼領域及び触媒燃焼領域の下流の均一な燃焼領域に送る
ために二次予備混合ダクト及び二次燃料噴射装置に空気
を送る入口装置を有するガスタービンエンジン燃焼室を
提供する。
【０００７】好ましくは、パイロット燃料噴射器、一次
燃料噴射装置及び二次マスク燃料噴射装置への燃料の流
れを制御するために弁装置が設けられ、触媒燃焼領域の
上流端の温度を測定するために触媒燃焼領域の上流端に
少なくとも１つの温度センサが配置され、温度センサに
よって検出された温度の測定値を受けるように温度セン
サに電気的にプロセッサが接続され、プロセッサは、触
媒燃焼領域の上流端の温度が所定の温度範囲になるよう
に弁装置を制御するように配置されている。
【０００８】好ましくは、触媒燃焼領域の下流にスタビ
ライザ装置が設けられている。
【０００９】好ましくは、スタビライザ位置は、遷移ダ
クトの断面積の増加部分である。
【００１０】本発明の他の観点によれば、一次燃焼領域
と、一次燃焼領域の下流の二次燃焼領域と、一次燃焼領
域に燃料を供給するパイロット燃料噴射器と、第１の混
合気を一次燃焼領域に供給する少なくとも１つの一次予
備混合ダクトと、第２の混合気を二次燃焼領域に供給す
る少なくとも１つの二次予備混合ダクトと、を有し、一
次混合ダクトは、燃料を一次予備混合ダクトに送るため
に一次予備混合ダクト及び一次燃料噴射装置に空気を送
る入口装置を有し、二次予備混合ダクトは、燃料を二次
予備混合ダクト、二次燃焼領域の下流の触媒燃焼領域及
び触媒燃焼領域の下流に均一な燃焼領域に送るために、
空気を二次予備混合ダクト及び二次マスク燃料噴射装置
に空気を送る空気入口装置を有するガスタービンエンジ
ン燃焼室を作動する方法であって、（ａ）第１の作動モ
ードでパイロット燃料噴射器から第１の燃焼領域に燃料
を送る段階と、（ｂ）第２の動作モードでパイロット燃
料噴射器から第１の燃焼領域に燃料を供給し、二次燃料
噴射装置から二次予備混合ダクトを通って第２の燃焼領
域に燃料を供給する段階と、（ｃ）第３の動作モードで
一次燃料噴射器から一次予備混合ダクトを通って一次燃
焼領域に燃料を送り、二次燃料噴射装置から二次予備混
合ダクトを通って二次燃焼領域に燃料を送る段階とを有
するガスタービンエンジン燃焼室を作動する方法が提供
される。
【００１１】好ましくは、方法は触媒燃焼領域の上端で
温度を測定する段階と、触媒燃焼の上流端の温度が所定
の温度範囲内であるかどうかを決定する段階と、触媒燃
焼領域の上端の温度が所定の温度範囲内になるようにパ
イロット燃料噴射器、第１の燃料噴射装置及び前記第２
の燃料噴射装置への燃料の流れを制御する段階とを有す
る。
【００１２】
【発明の実施の形態】以下、本発明の一実施例を図面を
参照して詳細に説明する。
【００１３】図１に示す産業用ガスタービンエンジン１
０は、入口１２と、コンプレッサ部分１４と、燃焼室組
立体１６と、タービン部分１８と、動力タービン部分２
０及び排出部２２とを有する。タービン部分１８は、１
またはそれ以上の軸（図示せず）を介してコンプレッサ
部分１４を駆動するようになっている。動力タービン部
分２０は、軸２４を介して発電機２６を駆動するように
なっている。しかしながら、動力タービン部分２０は、
他の目的でガスコンプレッサまたはポンプ等を駆動する
ようにすることもできる。ガスタービンエンジン１０の
動作は、全く従来の通りであり、これ以上説明する必要
はない。
【００１４】燃焼室組立体１６を図２及び図３にさらに
はっきりと示す。燃焼室組立体１６は、複数の、例え
ば、円周方向に等間隔に配置された９つの管状燃焼室２
８を有する。管状燃焼室２８の軸は、ほぼ半径方向に伸
びるようになっている。管状燃焼室２８の入口は、それ
らの半径方向最外端にあり、それらの出口はそれらの半
径方向最内端にある。
【００１５】管状燃焼室の各々は、環状壁３２の上端に
固定された上流壁３０を有する。環状壁３２の第１の上
流部分３４は、第１の燃焼領域３６を画定し、環状壁３
２の第２の中間部分３８は、第２の燃焼領域４０を画定
し、環状壁３２の第３の下流部分は触媒燃焼領域４４を
包囲する。第１の部分３４の下流端は、スロート部分４
８まで直径が減少する円錐台部分４６を有する。環状壁
３２の第２の部分３８は、第１の部分３４より大きな直
径を有する。円錐台部分５０は、スロート４８と第２の
部分３８の上流端を相互に接続する。
【００１６】管状燃焼室の各々の上流壁３０は、空気と
燃料を第１の燃焼領域３６に供給することができるよう
に開口部５２を有する。第１の半径方向の渦流器５４が
上流壁３０の開口部５２と同軸に配置され、第２の半径
方向の渦流器５６が上流壁３０の開口部５２と同軸に配
置されている。第１の半径方向渦流器５４が第２の半径
方向の渦流器５６の管状燃焼室２８の軸に関して軸線方
向下流に配置されている。第１の半径方向渦流器５４
は、複数の一次燃料噴射機５８を有し、この噴射機の各
々は、渦巻器の２つの翼の間に形成された通路に配置さ
れている。第２の半径方向の渦流器５６は、複数の一次
燃料噴射機６０を有し、この噴射機６０の各々は、渦巻
器の２つの翼の間に形成された通路に配置されている。
第１及び第２の半径方向の渦流器５４，５６は、それら
が空気を反対方向に渦巻かせるように配置される。この
特定の例において、一次燃料噴射機５８及び一次燃料噴
射機６０は、実際は、軸線方向に伸びる中空の複数の管
状部材の各々において軸線方向に間隔をおいた２組の開
口部である。翼の間に形成された通路に配置された２つ
の半径方向の渦流器及び燃料噴射器の使用のさらに詳細
な説明は、国際特許出願公開ＷＯ９２０７２２１号参
照。一次混合気は、第１と第２の半径方向の渦流器５４
及び５６の翼の間の通路で一緒に混合される。第１及び
第２の半径方向渦流器５４及び５６を出た予備混合され
た混合気は、一次燃焼領域に送られる。第１及び第２の
半径方向の渦流器５４，５６は、一次燃料及び空気混合
ダクトを画定する。
【００１７】また、中央のパイロット噴射器６２が各管
状燃焼室２８の上端に設けられている。各中央パイロッ
ト噴射器６２は、各開口部５２の軸線と同軸に配置され
ている。各中央パイロット噴射器６２は、一次燃焼領域
３６に燃料を供給するように配置される。
【００１８】環状の二次燃料及び空気混合ダクト６４が
環状燃焼室２８の各々に設けられている。各二次混合気
ダクト６４が一次燃焼領域３６の周りに同軸に配置され
ている。二次混合気ダクト６４の各々は、第２の環状壁
６６と第３の環状壁６８の間に画定される。第２の環状
壁６６は、二次混合気ダクト６４の半径方向再内端を画
定し、第３の環状壁６８は、二次混合気ダクト６４の半
径方向最外端を画定する。第２の環状壁６６の軸線方向
の上流端７０は、第１の半径方向渦流器５４のサイドプ
レートに固定される。第２及び第３の環状壁６６及び６
８の軸線方向の上端７０及び７２は、管状の燃焼室２８
の軸線に直角な同じ平面内にある。二次混合気ダクト６
４は、第２の環状壁６４の上流端７０と第３の環状壁６
６の上流端７２との間に半径方向に画定された二次空気
取入口７４を有する。
【００１９】二次混合気のダクト６４の下端には、第２
及び第３の環状壁６６及び６８は、それぞれ円錐台形部
分５０に固定されており、円錐台形部分５０は、円周方
向に等間隔に配置された複数の開口部７６を有する。開
口部７６は、管状燃焼室２８の軸線に向かって下流方向
に管状燃焼室２８の二次燃焼領域に混合気を向けるよう
に配置されている。開口部７６は、円形またはスロット
であり、等しい流れ面積を有する。
【００２０】二次混合気ダクト６４は、その上流端の取
入口７４からその下流端の開口部７６に横断面積が次第
に小さくなる。二次混合気ダクト６４の第２及び第３の
環状壁６６及び６８は、空気力学的に円滑なダクト６４
を形成するような形状である。従って、二次混合気ダク
ト６４の形状は、循環流が生じる領域が形成されること
なく、ダクト６４を通る加速流を生成する。管状燃焼室
２８の各々の二次混合気ダクト６４に燃料を送るために
複数の二次燃料装置７８が設けられている。各管状燃焼
室２８の二次燃料装置７８は、環状燃焼室２８の上流端
で管状燃焼室２８と同軸に配置された環状二次燃料マニ
フォルド８０を有する。各二次燃料マニフォルド８０
は、例えば、円周方向に等間隔に配置された複数の、例
えば、３２の二次燃料噴射器８２を有する。二次燃料噴
射器８２の各々は、中空の部材８４を有し、この中空の
部材８４は、管状燃焼室２８に関して軸線方向に、下流
方向に二次燃料マニフォルド８０から二次混合気ダクト
６４の取入口７４を通って二次混合気ダクト６４に伸び
ている。二次燃料噴射器８２は、開口部８６を有し、こ
の開口部８６は、中空部材８４の両側からほぼ円周方向
に燃料を送る。１９９５年１２月２０日に発行されたヨ
ーロッパ特許出願０６８７８６４Ａ２は、二次燃料噴射
器をさらに完全に説明している。しかしながら、我々の
国際特許出願公開ＷＯ９２０７２２１号に説明されてい
るような二次燃料噴射器を使用することも可能である。
【００２１】各管状燃焼室２８の触媒燃焼領域４４は、
ハニカム構造８８を有し、ハニカム構造８８は、セラミ
ック製のハニカムのモノリス(monolith) または触媒で
コートされた金属製ハニカムまたは触媒を含むセラミッ
ク製のハニカムモノリスを有する。触媒燃焼室４４のハ
ニカム構造８８は、触媒コート壁９２によって分離され
る複数の通路９０を有する。通路９０は、それらの上流
端に入口９４を有する。触媒燃焼領域４４は、ハニカム
構造に制限する必要はない。
【００２２】複数の遷移ダクト９６が燃焼室組立体１６
に設けられ。各遷移ダクト９６の上流端は、円形断面を
有する。各遷移ダクト９６の上流端は、環状燃焼室２８
の対応する室の上流端に同軸的に配置され、遷移ダクト
９６の各々は、ノズルガイド翼の傾斜部分に接続して密
封する。管状燃焼室２８の下流端及び対応する遷移ダク
ト９６の上流端は、１９９６年３月２０日に付与された
英国特許２２９３２３２Ａに説明されているような支持
構造９８に配置されている。
【００２３】同質の燃焼領域１００が遷移ダクト９６内
の触媒燃焼領域の下流に画定される。
【００２４】触媒燃焼領域４４は、ハニカム構造８８の
通路９０の入口９４の上流端に配置された１つまたはそ
れ以上の温度センサ１０２、例えば熱電対を備えてい
る。温度センサ１０２は、触媒燃焼領域４４への入口で
温度を測定し、導電性のワイヤ１１６を介してプロセッ
サ１０４に供給される触媒燃焼領域の入口で測定された
温度に対応する１つまたはそれ以上の電気信号を送る。
プロセッサ１０４は、温度センサ１０２によって送られ
た電気信号を分析し、燃料弁１０６，１０８及び１１０
の動作を制御し、燃料弁１０６，１０８及び１１０は、
それぞれ触媒燃焼領域４４への入口の温度を所定の温度
範囲内に維持するために燃料供給源１１２からパイプ１
１４を介して一次燃料噴射器５８及び６０、パイロット
燃料噴射器６２及び二次燃料噴射器８２への燃料の供給
を制御する。
【００２５】遷移ダクト９６は、均一な燃焼過程を安定
位置させるスタビライザ１１２を備えており、スタビラ
イザは、好ましくは、遷移ダクト９６の断面積が急に増
加する形である。
【００２６】動作において、プロセッサ１０４は、通
常、触媒燃焼帯域４４を温度範囲６５０℃乃至８５０℃
に維持する。選択された温度範囲は、触媒燃焼室で使用
された特定の触媒材料に依存する。例えば、全体の動力
の約１０％以下の非常に低い動力において、プロセッサ
１０４は、すべての燃料がパイロット燃料噴射器６２か
ら一次燃焼領域に送られるように弁１０６及び１１０を
閉鎖し、弁１０８を開放する。全体動力の約１０％以上
及び全体動力の約４０％未満の動力において、プロセッ
サ１０４は、パイロット燃料噴射器６２から一次燃焼領
域３６に二次マスク燃料噴射器８２から二次燃焼領域４
０に燃料を送るように弁１０６を閉鎖し、弁１０８及び
１１０を開放する。全体動力の約４０％以上及び全体動
力までの動力において、一次燃料噴射器５８，６０から
一次燃焼領域３６に二次燃料噴射器８２から二次燃焼領
域４０に燃料が供給されるように弁１０８を閉鎖し、弁
１０６及び１１０を開放する。特定の動力水準は上述し
た構成においてのものであり、コンプレッサの性能に依
存して変化する。
【００２７】高度の動力において、プロセッサ１０４は
所定の温度範囲、例えば６５０℃内の最小限の温度で触
媒燃焼領域４４への取入口の温度を維持し、触媒燃焼領
域４４の長さは、触媒燃焼領域内の最大限の壁の温度が
例えば１１００℃を越えないように選択され、この温度
は、触媒燃焼領域４４の材料に依存する。また最小限の
温度が一次燃焼領域３６で約１８００°Ｋ（９８２
℃），１５２７℃になるように触媒燃焼領域４４への取
入口で達成される。これは、最大限の動力で一次燃焼領
域３６の温度が一次及び二次流れが混合した後に最小限
で触媒燃焼領域４４への取入口の最も低い温度を達成す
るように一次及び二次空気流の分配を選択することによ
って達成される。特定の例において、これは、一次燃焼
領域３６へ送られる一次空気の量を減少することで達成
される。燃焼反応は、均一な燃焼領域１００で完了す
る。
【００２８】高度な動力から動力が次第に減少するにつ
れて、プロセッサ１０４は、触媒燃焼領域４４への取入
口の温度を上昇させ、触媒燃焼領域４４の高度な転換レ
ートを保証し、均一な燃焼領域１００において均一な反
応が生じることを保証する。一次燃焼領域で約１８００
°Ｋ（９８２℃）の温度を達成するために高度の動力で
一次領域３６及び二次マスク燃焼領域４０への一次及び
二次空気流を選択した結果として、一次燃焼領域３６の
温度は、完全な動力の約４０％の低動力で約１９５０°
Ｋ（１０６５℃）になる。動力が次第に低くなる結果、
コンプレッサから引き出される空気の温度は、低くな
り、燃料の濃度は低くなる。よって一定の触媒燃焼領域
取入口温度において、触媒燃焼領域の出口温度は低くな
る。一定の燃焼領域出口温度を維持するために、触媒燃
焼領域の取入口温度は、一次燃焼領域の温度を増加する
ことによって増加する。切り替え用の動力水準は、コン
プレッサによって送られ、空気温度によって示され、よ
って、燃料制御は、コンプレッサの燃焼室に送られる空
気の温度を測定するために少なくとも１つの温度センサ
１８を必要とする。少なくとも１つの温度センサ１８８
は、適当な位置、例えば、コンプレッサの下端に配置さ
れる。例えば、温度センサ１１８は、熱電対である。
【００２９】この構成は、ガスタービンエンジン燃焼室
の２段または３段の燃料噴射に関してＮＯｘの水準を低
減し、すべての燃焼段階がリーン燃焼、よって一次燃焼
領域に使用される一次空気の量の低減によってのみほぼ
５０％だけＮＯｘを最小限にするために必要な低い燃焼
温度を提供することが意図される。また、この構成は、
一酸化炭素の低い放出水準を維持しながら、ＮＯｘの水
準を４０％乃至１００％の範囲にわたって１００万分の
２５の容積部未満になるようにすることができる。使用
される一次空気の低減は、一次燃焼領域３６で使用され
る燃料の低減した量によるものであり、これは、二次燃
焼領域より高い温度で動作する。
【００３０】本発明のさらに他の利点は、一次燃料の要
求が触媒燃焼領域の取入口の温度センサによって示さ
れ、従って、これは、燃料成分及び空気の湿度の知識に
対する要求を必要なくする。また、燃料弁は、正確な修
正を必要としない。
【００３１】さらに触媒燃焼領域は、既存の装置に適合
することができる。
【００３２】本発明は、一次燃料の混合に関して渦巻き
器を言及したが、一次燃料と空気を混合するために他の
適当な混合装置を使用することができる。同様に二次混
合気の適当な混合装置を使用することができる。本発明
は、管状燃焼室を一例として説明したが、それは、ま
た、環状燃焼室及び他のタイプの燃焼室にも適用でき
る。
【００３３】温度センサは、熱電対を例として説明した
が、他の適当な温度センサを使用することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による燃焼室を有するガスタービンエン
ジンの図面である。
【図２】図１に示す燃焼室を通る長手方向の拡大断面図
である。
【図３】図２に示すガスタービンエンジンの燃料噴射及
び燃料制御の概略図である。
【符号の説明】
２８ 燃焼室 ３６ 一次燃焼領域 ４０ 二次燃焼領域 ４４ 触媒燃焼領域 ５４，５６ 予備混合ダクト ５８，６０ 一次燃料噴射器 ６４ 二次予備混合気ダクト １００ 均一な燃焼領域 １０４ プロセッサ １０６，１０８，１１０ 弁
───────────────────────────────────────────────────── 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 (21)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 一次燃焼領域と、前記一次燃焼領域の下
    流の二次燃焼領域と、前記一次燃焼領域に燃料を供給す
    るパイロット燃料噴射器と、第１の混合気を前記一次燃
    焼領域に供給する少なくとも１つの一次予備混合ダクト
    と、第２の混合気を前記二次燃焼領域に供給する少なく
    とも１つの二次予備混合ダクトと、を有し、前記一次混
    合ダクトは、燃料を前記一次予備混合ダクトに送るため
    に一次予備混合ダクト及び一次燃料噴射装置に空気を送
    る入口装置を有し、前記二次予備混合ダクトは、燃料を
    前記二次予備混合ダクト、前記二次燃焼領域の下流の触
    媒燃焼領域及び触媒燃焼領域の下流の均一な燃焼領域に
    送るために二次予備混合ダクト及び二次燃料噴射装置に
    空気を送る入口装置を有するガスタービンエンジン燃焼
    室。
  2. 【請求項２】 前記パイロット燃料噴射器、前記一次燃
    料噴射装置及び二次マスク燃料噴射装置への燃料の流れ
    を制御するために弁装置が設けられ、前記触媒燃焼領域
    の上流端の温度を測定するために前記触媒燃焼領域の上
    流端に少なくとも１つの温度センサが配置され、前記温
    度センサによって検出された温度の測定値を受けるよう
    に温度センサに電気的にプロセッサが接続され、前記プ
    ロセッサは、前記触媒燃焼領域の上流端の温度が所定の
    温度範囲になるように前記弁装置を制御するように配置
    されている請求項１に記載のガスタービンエンジン燃焼
    室。
  3. 【請求項３】 前記触媒燃焼領域の下流にスタビライザ
    装置が設けられている請求項１に記載のガスタービン燃
    焼室。
  4. 【請求項４】 前記スタビライザ位置が、遷移ダクトの
    断面積の増加部分である請求項３に記載のガスタービン
    燃焼室。
  5. 【請求項５】 前記燃焼室が管状である請求項１に記載
    のガスタービン燃焼室。
  6. 【請求項６】 複数の一次予備混合ダクトを有する請求
    項１に記載のガスタービン燃焼室。
  7. 【請求項７】 前記一次予備混合ダクトが、少なくとも
    １つの渦巻器組立体によって画定される請求項６に記載
    のガスタービンエンジン。
  8. 【請求項８】 前記少なくとも１つの渦巻器組立体が半
    径方向の渦流器組立体である請求項７に記載のガスター
    ビンエンジン。
  9. 【請求項９】 １つの二次予備混合ダクトがある請求項
    １に記載のガスタービンエンジン。
  10. 【請求項１０】 前記二次予備混合ダクトが環状である
    請求項９に記載のガスタービンエンジン。
  11. 【請求項１１】 複数の温度センサを有する請求項２に
    記載のガスタービンエンジン。
  12. 【請求項１２】 前記少なくとも１つの温度センサが触
    媒燃焼領域の取入口に配置されている請求項２または１
    １に記載のガスタービンエンジン。
  13. 【請求項１３】 前記少なくとも１つの温度センサが熱
    電対を有する請求項２に記載のガスタービンエンジン。
  14. 【請求項１４】 触媒燃焼領域と、前記触媒燃焼領域の
    下流の均一な燃焼領域と、前記触媒燃焼領域の上流に燃
    焼室に燃料を送る少なくとも１つの燃料噴射器と、を有
    し、前記少なくとも１つの燃料噴射器への燃料の流れを
    制御する弁装置が設けられており、触媒燃焼装置の上流
    端の温度を測定する少なくとも１つの温度センサが触媒
    燃焼領域の上端に配置されており、前記温度センサによ
    って検出された温度の測定値を受けるように温度センサ
    に電気的にプロセッサが接続されており、所定の温度範
    囲に触媒燃焼領域なるように弁装置を制御するプロセッ
    サが配置されているガスタービンエンジン燃焼室。
  15. 【請求項１５】 前記燃焼室が、一次燃焼領域と、前記
    一次燃焼領域の下流に二次燃焼領域と、前記一次燃焼領
    域に燃料を供給するパイロット噴射器と、混合気の第１
    の混合物を一次燃焼領域に送る少なくとも１つの一次予
    備混合ダクトと、混合気の第２の混合物を二次燃焼領域
    に送る少なくとも１つの二次予備混合ダクトと、を有
    し、前記一次予備混合ダクトは、一次予備混合ダクト及
    び一次燃料噴射装置に空気を送り、燃料を前記一次予備
    混合ダクトに送る空気入口装置を有し、前記二次予備混
    合ダクトは、二次予備混合ダクト及び二次燃料噴射装置
    に空気を送り、燃料を二次予備混合ダクトに送る空気入
    口装置を有し、触媒燃焼領域が二次燃焼領域の下流にあ
    る請求項１４に記載のガスタービン燃焼室。
  16. 【請求項１６】 前記弁装置がパイロット燃料噴射器、
    一次燃料噴射器及び二次燃料噴射器への燃料流を制御す
    る請求項１５に記載のガスタービンエンジン燃焼室。
  17. 【請求項１７】 一次燃焼領域と、前記一次燃焼領域の
    下流の二次燃焼領域と、前記一次燃焼領域に燃料を供給
    するパイロット燃料噴射器と、第１の混合気を前記一次
    燃焼領域に供給する少なくとも１つの一次予備混合ダク
    トと、第２の混合気を前記二次燃焼領域に供給する少な
    くとも１つの二次予備混合ダクトと、を有し、前記一次
    混合ダクトは、燃料を一次予備混合ダクトに送るために
    一次予備混合ダクト及び一次燃料噴射装置に空気を送る
    入口装置を有し、前記二次予備混合ダクトは、燃料を二
    次予備混合ダクト、前記二次燃焼領域の下流の触媒燃焼
    領域及び触媒燃焼領域の下流に均一な燃焼領域に送るた
    めに、空気を二次予備混合ダクト及び二次マスク燃料噴
    射装置に空気を送る空気入口装置を有するガスタービン
    エンジン燃焼室を作動する方法であって、 （ａ）第１の作動モードでパイロット燃料噴射器から第
    １の燃焼領域に燃料を送る段階と、 （ｂ）第２の動作モードでパイロット燃料噴射器から第
    １の燃焼領域に燃料を供給し、二次燃料噴射装置から二
    次予備混合ダクトを通って第２の燃焼領域に燃料を供給
    する段階と、 （ｃ）第３の動作モードで一次燃料噴射器から一次予備
    混合ダクトを通って一次燃焼領域に燃料を送り、二次燃
    料噴射装置から二次予備混合ダクトを通って二次燃焼領
    域に燃料を送る段階とを有するガスタービンエンジン燃
    焼室を作動する方法。
  18. 【請求項１８】 前記方法は触媒燃焼領域の上端で温度
    を測定する段階と、前記触媒燃焼の上流端の温度が所定
    の温度範囲内であるかどうかを決定する段階と、前記触
    媒燃焼領域の上端の温度が所定の温度範囲内になるよう
    にパイロット燃料噴射器、前記第１の燃料噴射装置及び
    前記第２の燃料噴射装置への燃料の流れを制御する段階
    とを有する請求項１７に記載の方法。
  19. 【請求項１９】 前記所定の温度範囲が、６５０℃乃至
    ８５０℃である請求項１８に記載のガスタービンエンジ
    ン燃焼室を作動する方法。
  20. 【請求項２０】 前記方法は、触媒燃焼領域の上流端が
    所定の温度範囲内で最小限の温度になるように第３の動
    作モードで一次燃料噴射器及び二次マスク燃料噴射器に
    燃料の流れを制御する段階を有する請求項１８に記載の
    ガスタービン燃焼室を作動する方法。
  21. 【請求項２１】 燃焼室に送られる空気の温度を測定す
    るために少なくとも１つの温度センサが配置されている
    請求項２に記載のガスタービンエンジン。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113864820A (zh) * 2021-09-07 2021-12-31 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 罩帽以及具有该罩帽的燃烧室和燃气轮机

Families Citing this family (36)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5943866A (en) * 1994-10-03 1999-08-31 General Electric Company Dynamically uncoupled low NOx combustor having multiple premixers with axial staging
EP0928369B1 (en) 1996-08-23 2006-05-10 Cummins Inc. Premixed charge compression ignition engine with optimal combustion control
US6230683B1 (en) 1997-08-22 2001-05-15 Cummins Engine Company, Inc. Premixed charge compression ignition engine with optimal combustion control
EP0983433B1 (en) 1998-02-23 2007-05-16 Cummins Inc. Premixed charge compression ignition engine with optimal combustion control
GB9809371D0 (en) 1998-05-02 1998-07-01 Rolls Royce Plc A combustion chamber and a method of operation thereof
US6718772B2 (en) 2000-10-27 2004-04-13 Catalytica Energy Systems, Inc. Method of thermal NOx reduction in catalytic combustion systems
US7121097B2 (en) 2001-01-16 2006-10-17 Catalytica Energy Systems, Inc. Control strategy for flexible catalytic combustion system
US6532743B1 (en) 2001-04-30 2003-03-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Ultra low NOx emissions combustion system for gas turbine engines
US6796129B2 (en) 2001-08-29 2004-09-28 Catalytica Energy Systems, Inc. Design and control strategy for catalytic combustion system with a wide operating range
US6748745B2 (en) 2001-09-15 2004-06-15 Precision Combustion, Inc. Main burner, method and apparatus
US6588213B2 (en) 2001-09-27 2003-07-08 Siemens Westinghouse Power Corporation Cross flow cooled catalytic reactor for a gas turbine
US6658856B2 (en) 2002-01-17 2003-12-09 Vericor Power Systems Llc Hybrid lean premixing catalytic combustion system for gas turbines
EP1359377B1 (de) * 2002-05-02 2010-09-01 Alstom Technology Ltd Katalytischer Brenner
US20040255588A1 (en) * 2002-12-11 2004-12-23 Kare Lundberg Catalytic preburner and associated methods of operation
US7080515B2 (en) * 2002-12-23 2006-07-25 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine can annular combustor
BRPI0406806A (pt) * 2003-01-17 2005-12-27 Catalytica Energy Sys Inc Sistema e método de controle dinâmico para multicombustor catalìtico para motor de turbina a gás
US6993912B2 (en) * 2003-01-23 2006-02-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Ultra low Nox emissions combustion system for gas turbine engines
JP2004324618A (ja) * 2003-04-28 2004-11-18 Kawasaki Heavy Ind Ltd 吸気流量制御機構付きガスタービンエンジン
US7007487B2 (en) * 2003-07-31 2006-03-07 Mes International, Inc. Recuperated gas turbine engine system and method employing catalytic combustion
US7975489B2 (en) * 2003-09-05 2011-07-12 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Catalyst module overheating detection and methods of response
GB0323255D0 (en) 2003-10-04 2003-11-05 Rolls Royce Plc Method and system for controlling fuel supply in a combustion turbine engine
US8028528B2 (en) * 2005-10-17 2011-10-04 United Technologies Corporation Annular gas turbine combustor
SE529333C2 (sv) * 2005-11-23 2007-07-10 Norsk Hydro As Förbränningsinstallation
US7954325B2 (en) * 2005-12-06 2011-06-07 United Technologies Corporation Gas turbine combustor
US9958162B2 (en) 2011-01-24 2018-05-01 United Technologies Corporation Combustor assembly for a turbine engine
US9068748B2 (en) 2011-01-24 2015-06-30 United Technologies Corporation Axial stage combustor for gas turbine engines
US8479521B2 (en) 2011-01-24 2013-07-09 United Technologies Corporation Gas turbine combustor with liner air admission holes associated with interspersed main and pilot swirler assemblies
CA2829613C (en) * 2012-10-22 2016-02-23 Alstom Technology Ltd. Method for operating a gas turbine with sequential combustion and gas turbine for conducting said method
WO2014201135A1 (en) 2013-06-11 2014-12-18 United Technologies Corporation Combustor with axial staging for a gas turbine engine
US20150075170A1 (en) * 2013-09-17 2015-03-19 General Electric Company Method and system for augmenting the detection reliability of secondary flame detectors in a gas turbine
GB201317175D0 (en) 2013-09-27 2013-11-06 Rolls Royce Plc An apparatus and a method of controlling the supply of fuel to a combustion chamber
CN103912896B (zh) * 2014-03-26 2015-11-18 沈阳航空航天大学 航空发动机催化-预混分级燃烧室及运行方法
US9903585B1 (en) * 2014-04-14 2018-02-27 Precision Combustion, Inc. Catalytic burner with utilization chamber
ES2870975T3 (es) 2016-01-15 2021-10-28 Siemens Energy Global Gmbh & Co Kg Cámara de combustión para una turbina de gas
DE102017121841A1 (de) * 2017-09-20 2019-03-21 Kaefer Isoliertechnik Gmbh & Co. Kg Verfahren und Vorrichtung zur Umsetzung von Brennstoffen
CN108105801A (zh) * 2017-11-03 2018-06-01 上海交通大学 一种新型的催化柔和燃烧方法

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3975900A (en) * 1972-02-18 1976-08-24 Engelhard Minerals & Chemicals Corporation Method and apparatus for turbine system combustor temperature
GB1489339A (en) * 1973-11-30 1977-10-19 Rolls Royce Gas turbine engine combustion chambers
IT1063699B (it) * 1975-09-16 1985-02-11 Westinghouse Electric Corp Metodo di avviamento di una turbina a gas di grande potenza con un combustore catalitico
US4118171A (en) * 1976-12-22 1978-10-03 Engelhard Minerals & Chemicals Corporation Method for effecting sustained combustion of carbonaceous fuel
US4202169A (en) * 1977-04-28 1980-05-13 Gulf Research & Development Company System for combustion of gases of low heating value
US4285193A (en) * 1977-08-16 1981-08-25 Exxon Research & Engineering Co. Minimizing NOx production in operation of gas turbine combustors
US4432207A (en) * 1981-08-06 1984-02-21 General Electric Company Modular catalytic combustion bed support system
DE3474714D1 (en) * 1983-12-07 1988-11-24 Toshiba Kk Nitrogen oxides decreasing combustion method
US4726181A (en) * 1987-03-23 1988-02-23 Westinghouse Electric Corp. Method of reducing nox emissions from a stationary combustion turbine
US5307636A (en) * 1987-11-20 1994-05-03 Sundstrand Corporation Staged, coaxial, multiple point fuel injection in a hot gas generator having a sufficiently wide cone angle
US5346389A (en) * 1989-02-24 1994-09-13 W. R. Grace & Co.-Conn. Combustion apparatus for high-temperature environment
JP2543986B2 (ja) * 1989-07-19 1996-10-16 株式会社東芝 触媒燃焼方式のガスタ―ビン燃焼器
EP0554325B1 (en) * 1990-10-23 1995-07-26 ROLLS-ROYCE plc Gasturbine combustion chamber and method of operation thereof
GB9023004D0 (en) * 1990-10-23 1990-12-05 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber and a method of operating a gas turbine engine combustion chamber
JPH04203808A (ja) * 1990-11-30 1992-07-24 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器の制御方法およびその装置
US5218824A (en) * 1992-06-25 1993-06-15 Solar Turbines Incorporated Low emission combustion nozzle for use with a gas turbine engine
GB2268694A (en) * 1992-07-14 1994-01-19 Rolls Royce Plc A catalytic combustion chamber
US5452574A (en) * 1994-01-14 1995-09-26 Solar Turbines Incorporated Gas turbine engine catalytic and primary combustor arrangement having selective air flow control
AU681271B2 (en) * 1994-06-07 1997-08-21 Westinghouse Electric Corporation Method and apparatus for sequentially staged combustion using a catalyst

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113864820A (zh) * 2021-09-07 2021-12-31 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 罩帽以及具有该罩帽的燃烧室和燃气轮机
CN113864820B (zh) * 2021-09-07 2023-09-29 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 罩帽以及具有该罩帽的燃烧室和燃气轮机

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DE69729505D1 (de) 2004-07-22
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GB9611235D0 (en) 1996-07-31
US6105360A (en) 2000-08-22
DE69729505T2 (de) 2004-10-14
EP0810405A2 (en) 1997-12-03

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