JPH11257100A - 多種燃料炊きガスタ―ビンエンジン用燃焼装置 - Google Patents
多種燃料炊きガスタ―ビンエンジン用燃焼装置Info
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- JPH11257100A JPH11257100A JP11010087A JP1008799A JPH11257100A JP H11257100 A JPH11257100 A JP H11257100A JP 11010087 A JP11010087 A JP 11010087A JP 1008799 A JP1008799 A JP 1008799A JP H11257100 A JPH11257100 A JP H11257100A
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- F23D14/20—Non-premix gas burners, i.e. in which gaseous fuel is mixed with combustion air on arrival at the combustion zone
- F23D14/22—Non-premix gas burners, i.e. in which gaseous fuel is mixed with combustion air on arrival at the combustion zone with separate air and gas feed ducts, e.g. with ducts running parallel or crossing each other
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- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 排気汚染物の放出量が少なく、構造が簡単で
安価な多種燃料炊きガスタービンエンジン用燃焼装置を
提供すること。 【解決手段】 この燃焼装置は、パイロットガス噴射手
段とパイロット液体燃料噴射手段の両方を有するバーナ
ーヘッド（１１）を含む。パイロットガス噴射手段は、
バーナーヘッドの下流面（１６）に連通した環状通路
（３２）と、環状通路に近接して配置され、パイロット
ガス燃料を燃焼装置の長手軸線（２１）の方に向け、下
流面（１６）の中央部分を被って吹き付けるための偏向
手段を有する。燃焼装置は、ガス燃料作動中も液体燃料
作動中も、火炎の前面（ＦＦ）がバーナーヘッド（１
１）に近接したところに位置し、液体燃料作動中、冷却
用空気流を下流面（１６）を横切るようにして掃引させ
るように構成されている。
安価な多種燃料炊きガスタービンエンジン用燃焼装置を
提供すること。 【解決手段】 この燃焼装置は、パイロットガス噴射手
段とパイロット液体燃料噴射手段の両方を有するバーナ
ーヘッド（１１）を含む。パイロットガス噴射手段は、
バーナーヘッドの下流面（１６）に連通した環状通路
（３２）と、環状通路に近接して配置され、パイロット
ガス燃料を燃焼装置の長手軸線（２１）の方に向け、下
流面（１６）の中央部分を被って吹き付けるための偏向
手段を有する。燃焼装置は、ガス燃料作動中も液体燃料
作動中も、火炎の前面（ＦＦ）がバーナーヘッド（１
１）に近接したところに位置し、液体燃料作動中、冷却
用空気流を下流面（１６）を横切るようにして掃引させ
るように構成されている。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、多種燃料炊きガス
タービンエンジン用燃焼装置に関し、特に、希薄燃焼型
（燃焼帯域の上流において拡散燃焼型燃焼火炎を用いる
燃焼装置の場合より多量の空気を燃料に混合する燃焼方
式、即ち、燃料分の少ない希薄混合気を燃焼させる燃焼
方式）の燃焼過程下で作動する希薄燃焼型燃焼装置に関
する。
タービンエンジン用燃焼装置に関し、特に、希薄燃焼型
（燃焼帯域の上流において拡散燃焼型燃焼火炎を用いる
燃焼装置の場合より多量の空気を燃料に混合する燃焼方
式、即ち、燃料分の少ない希薄混合気を燃焼させる燃焼
方式）の燃焼過程下で作動する希薄燃焼型燃焼装置に関
する。
【０００２】
【従来の技術】燃焼用空気を燃焼装置内の、バーナーの
空燃混合手段の部位の下流へはたとえ導入するとしても
ごく僅かしか導入しないようになされた希薄燃焼型燃焼
装置が、現在では主流である。希薄混合気燃焼システム
（単に「希薄燃焼システム」とも称する）の大きな利点
は、高エンジン負荷条件下での有害な排気汚染物の放出
量を抑制することである。しかしながら、このシステム
の１つの欠点は、低負荷条件下での作動中「フレームア
ウト」（消炎）（燃料の不完全燃焼・不足などの燃料供
給の障害や燃焼不全のため、特にジェットエンジンのよ
うなエンジン内の火炎が突然消えること）が生じないよ
うに燃焼装置の火炎の完全性又は安定を維持することが
困難であるということである。
空燃混合手段の部位の下流へはたとえ導入するとしても
ごく僅かしか導入しないようになされた希薄燃焼型燃焼
装置が、現在では主流である。希薄混合気燃焼システム
（単に「希薄燃焼システム」とも称する）の大きな利点
は、高エンジン負荷条件下での有害な排気汚染物の放出
量を抑制することである。しかしながら、このシステム
の１つの欠点は、低負荷条件下での作動中「フレームア
ウト」（消炎）（燃料の不完全燃焼・不足などの燃料供
給の障害や燃焼不全のため、特にジェットエンジンのよ
うなエンジン内の火炎が突然消えること）が生じないよ
うに燃焼装置の火炎の完全性又は安定を維持することが
困難であるということである。
【０００３】低負荷条件下においてフレームアウトを回
避するために、従来は、燃料濃厚パイロット炎方式や、
段階的燃料噴射方式などの技法を使用している。しかし
ながら、前者は、汚染物の放出量を増大させるきらいが
あり、後者は、一般に、構造が複雑でコスト高となる。
避するために、従来は、燃料濃厚パイロット炎方式や、
段階的燃料噴射方式などの技法を使用している。しかし
ながら、前者は、汚染物の放出量を増大させるきらいが
あり、後者は、一般に、構造が複雑でコスト高となる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】本発明は、有害な排気
汚染物の放出量を抑制し、かつ、構造を簡略化し、その
結果としてコストを削減することを課題とする。
汚染物の放出量を抑制し、かつ、構造を簡略化し、その
結果としてコストを削減することを課題とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明は、その一側面に
よれば、希薄燃焼型の多種燃料炊きガスタービンエンジ
ン用燃焼装置において、バーナーと、該バーナーの下流
に直列式に配置された燃焼プレチャンバー及び燃焼主チ
ャンバーとから成り、該バーナーは、燃焼プレチャンバ
ー内へガス燃料又は液体燃料を噴射するための燃料噴射
手段を有するバーナーヘッドと、ガス燃料炊き作動モー
ド（以下、単に「ガス燃料作動」又は「ガス燃料モー
ド」とも称する）中はガス燃料をバーナーヘッドの下流
面の中央部分に向けて差し向けるためのガス燃料指向手
段とから成り、該燃焼装置のガス又は液体燃料炊き作動
モード（以下、単に「液体燃料作動」又は「液体燃料モ
ード」とも称する）中は燃焼火炎の前面がバーナーヘッ
ドに近接して燃焼し、該燃焼装置の液体燃料作動中は空
気流がバーナーヘッドの下流面の中央部分に向けて吹き
付けられて該下流面を冷却するように構成されているこ
とを特徴とする燃焼装置を提供する。
よれば、希薄燃焼型の多種燃料炊きガスタービンエンジ
ン用燃焼装置において、バーナーと、該バーナーの下流
に直列式に配置された燃焼プレチャンバー及び燃焼主チ
ャンバーとから成り、該バーナーは、燃焼プレチャンバ
ー内へガス燃料又は液体燃料を噴射するための燃料噴射
手段を有するバーナーヘッドと、ガス燃料炊き作動モー
ド（以下、単に「ガス燃料作動」又は「ガス燃料モー
ド」とも称する）中はガス燃料をバーナーヘッドの下流
面の中央部分に向けて差し向けるためのガス燃料指向手
段とから成り、該燃焼装置のガス又は液体燃料炊き作動
モード（以下、単に「液体燃料作動」又は「液体燃料モ
ード」とも称する）中は燃焼火炎の前面がバーナーヘッ
ドに近接して燃焼し、該燃焼装置の液体燃料作動中は空
気流がバーナーヘッドの下流面の中央部分に向けて吹き
付けられて該下流面を冷却するように構成されているこ
とを特徴とする燃焼装置を提供する。
【０００６】前記燃料噴射手段は、ガス燃料をバーナー
ヘッドの長手軸線の周りに環形状に噴射するためのガス
導管を含むものとすることができる。液体燃料作動中は
ガス導管にはガス燃料に代えて冷却空気を通すことが好
ましい。
ヘッドの長手軸線の周りに環形状に噴射するためのガス
導管を含むものとすることができる。液体燃料作動中は
ガス導管にはガス燃料に代えて冷却空気を通すことが好
ましい。
【０００７】前記ガス燃料指向手段は、バーナーヘッド
の下流面に設けられて前記長手軸線に向けて突出させた
環状リップによって構成することが好ましく、該環状リ
ップは、前記ガス導管から噴射されたガス燃料又は空気
を長手軸線の方に偏向させるように該ガス導管に対して
配置される。
の下流面に設けられて前記長手軸線に向けて突出させた
環状リップによって構成することが好ましく、該環状リ
ップは、前記ガス導管から噴射されたガス燃料又は空気
を長手軸線の方に偏向させるように該ガス導管に対して
配置される。
【０００８】前記燃料噴射手段は、前記ガス導管とバー
ナーヘッドの長手軸線との間に配置され、バーナーヘッ
ドの下流面に連通させた液体燃料導管を含むものとする
ことができる。点火器は、ガス導管と液体燃料導管の
間、又は、液体燃料導管自体の半径上に配置することが
できる。
ナーヘッドの長手軸線との間に配置され、バーナーヘッ
ドの下流面に連通させた液体燃料導管を含むものとする
ことができる。点火器は、ガス導管と液体燃料導管の
間、又は、液体燃料導管自体の半径上に配置することが
できる。
【０００９】上記ガス導管及び液体燃料導管は、それぞ
れパイロットガス導管及びパイロット液体燃料導管とす
ることができ、上記燃料噴射手段は、パイロットガス導
管の半径方向外方に配置され、バーナーヘッドの下流面
に連通させた主ガス導管と主液体燃料導管とで構成する
ことができる。主ガス導管は、主液体燃料導管の半径方
向外方に配置することが有利である。
れパイロットガス導管及びパイロット液体燃料導管とす
ることができ、上記燃料噴射手段は、パイロットガス導
管の半径方向外方に配置され、バーナーヘッドの下流面
に連通させた主ガス導管と主液体燃料導管とで構成する
ことができる。主ガス導管は、主液体燃料導管の半径方
向外方に配置することが有利である。
【００１０】バーナーは、バーナーヘッドの下流面に取
り付けられ、バーナーと燃焼プレチャンバーとの間のイ
ンタフェースを構成する輻流渦流器を備えたものとする
ことができる。この輻流渦流器は、燃焼用空気をバーナ
ーヘッドの長手軸線に向けて吹き込むための複数の通路
を有する。主ガス導管は、渦流器の少なくとも１つの通
路にその半径方向外側部分に近接した部位で連通させ、
主液体燃料導管は、渦流器の少なくとも１つの通路にそ
の半径方向内側部分に近接した部位で連通させることが
好ましい。
り付けられ、バーナーと燃焼プレチャンバーとの間のイ
ンタフェースを構成する輻流渦流器を備えたものとする
ことができる。この輻流渦流器は、燃焼用空気をバーナ
ーヘッドの長手軸線に向けて吹き込むための複数の通路
を有する。主ガス導管は、渦流器の少なくとも１つの通
路にその半径方向外側部分に近接した部位で連通させ、
主液体燃料導管は、渦流器の少なくとも１つの通路にそ
の半径方向内側部分に近接した部位で連通させることが
好ましい。
【００１１】燃料導入口は、常態では、パイロット及び
主ガス燃料及び液体燃料導管に燃料を供給するためにそ
れらの導管に連通しており、それらの導管への燃料の流
れを制御するための制御手段を該パイロット及び主ガス
燃料及び液体燃料導管に接続することができる。
主ガス燃料及び液体燃料導管に燃料を供給するためにそ
れらの導管に連通しており、それらの導管への燃料の流
れを制御するための制御手段を該パイロット及び主ガス
燃料及び液体燃料導管に接続することができる。
【００１２】この制御手段は、燃焼装置のガス燃料作動
中は燃焼帯域内へ噴射される燃料をパイロット燃料と主
燃料の両方で構成し、該噴射燃料を、エンジンの始動時
及び低負荷条件下でのパイロット燃料を主とする燃料か
らエンジンの全負荷条件下での主燃料を主とする燃料へ
連続的に変化させるように構成することができる。より
具体的にいえば、制御手段は、エンジンの始動時及び低
負荷条件下では≦約５％（約５％以上）の主ガス燃料と
≧約９５％（約９５％未満）のパイロットガス燃料を供
給し、エンジンの全負荷条件下では≧約９５％の主ガス
燃料と≦約５％のパイロットガス燃料を供給するように
することが好ましい。
中は燃焼帯域内へ噴射される燃料をパイロット燃料と主
燃料の両方で構成し、該噴射燃料を、エンジンの始動時
及び低負荷条件下でのパイロット燃料を主とする燃料か
らエンジンの全負荷条件下での主燃料を主とする燃料へ
連続的に変化させるように構成することができる。より
具体的にいえば、制御手段は、エンジンの始動時及び低
負荷条件下では≦約５％（約５％以上）の主ガス燃料と
≧約９５％（約９５％未満）のパイロットガス燃料を供
給し、エンジンの全負荷条件下では≧約９５％の主ガス
燃料と≦約５％のパイロットガス燃料を供給するように
することが好ましい。
【００１３】この制御手段は、又、燃焼装置の液体燃料
作動中は燃焼帯域内へ噴射される燃料をパイロット燃料
だけとし、エンジンの全負荷時の所定の分率に達したと
き主液体燃料を導入し、エンジンの負荷が増大するにつ
れて、主液体燃料の供給を増大させてパイロット燃料の
供給を減少させるように構成することができる。エンジ
ンの全負荷時の上記所定の分率は、約７０％とすること
ができ、全負荷条件下では、パイロット燃料対主液体燃
料の割合を≦約５％対≧約９５％とすることができる。
作動中は燃焼帯域内へ噴射される燃料をパイロット燃料
だけとし、エンジンの全負荷時の所定の分率に達したと
き主液体燃料を導入し、エンジンの負荷が増大するにつ
れて、主液体燃料の供給を増大させてパイロット燃料の
供給を減少させるように構成することができる。エンジ
ンの全負荷時の上記所定の分率は、約７０％とすること
ができ、全負荷条件下では、パイロット燃料対主液体燃
料の割合を≦約５％対≧約９５％とすることができる。
【００１４】上記制御手段は、液体燃料作動中は、パイ
ロットガス燃料をパイロットガス導管から遮断し、パイ
ロットガス導管に冷却用空気源を接続するように構成す
ることができる。
ロットガス燃料をパイロットガス導管から遮断し、パイ
ロットガス導管に冷却用空気源を接続するように構成す
ることができる。
【００１５】
【発明の実施の形態】以下に、添付図を参照して本発明
の実施形態を説明する。図１を参照して説明すると、本
発明による燃焼装置は、バーナー１０と、燃焼プレチャ
ンバー１３と、燃焼主チャンバー１４とから成る。バー
ナー１０は、輻流渦流器部分１２に取り付けられたバー
ナーヘッド部分１１を含む。燃焼主チャンバー（以下、
単に「主チャンバー」とも称する）１４は、燃焼プレチ
ャンバー（以下、単に「プレチャンバー」とも称する）
１３より大きい直径を有する。輻流渦流器部分（以下、
「輻流渦流器」又は単に「渦流器」とも称する）１２
は、間に通路１２’を画定する多数の互いに離隔された
羽根３０（図４参照）を有する。
の実施形態を説明する。図１を参照して説明すると、本
発明による燃焼装置は、バーナー１０と、燃焼プレチャ
ンバー１３と、燃焼主チャンバー１４とから成る。バー
ナー１０は、輻流渦流器部分１２に取り付けられたバー
ナーヘッド部分１１を含む。燃焼主チャンバー（以下、
単に「主チャンバー」とも称する）１４は、燃焼プレチ
ャンバー（以下、単に「プレチャンバー」とも称する）
１３より大きい直径を有する。輻流渦流器部分（以下、
「輻流渦流器」又は単に「渦流器」とも称する）１２
は、間に通路１２’を画定する多数の互いに離隔された
羽根３０（図４参照）を有する。
【００１６】作動において、図示の矢印の方向に流れる
圧縮空気（燃焼用空気）１５は、（通常はガスタービン
の圧縮機から）バーナーへ供給され、渦流器のはね３０
の間の通路１２’を通る。この空気は、バーナーヘッド
の下流面（以下、「バーナーヘッド面」又は単に「バー
ナー面」とも称する）１６から噴射される燃料と混合
し、その混合気は、プレチャンバー１３に達すると、電
気点火器等の手段によって点火される。一旦着火する
と、火炎は以後は点火器からの助成なしに燃え続ける。
圧縮空気（燃焼用空気）１５は、（通常はガスタービン
の圧縮機から）バーナーへ供給され、渦流器のはね３０
の間の通路１２’を通る。この空気は、バーナーヘッド
の下流面（以下、「バーナーヘッド面」又は単に「バー
ナー面」とも称する）１６から噴射される燃料と混合
し、その混合気は、プレチャンバー１３に達すると、電
気点火器等の手段によって点火される。一旦着火する
と、火炎は以後は点火器からの助成なしに燃え続ける。
【００１７】次に、燃焼装置の及び液体燃料モードにつ
いてそれぞれ別々に説明する。
いてそれぞれ別々に説明する。
【００１８】ガス燃料手段（ガス燃料モードで作動させ
るための手段）は、パイロットガス燃料系と主ガス燃料
系から成り、両系は、協同して順次に無段階的に作動に
変化を与える。エンジンが始動されると、ガス燃料の大
部分はパイロットガス燃料系へ差し向けられ、それによ
って、パイロットガス燃料コネクタ（以下、「パイロッ
トコネクタ」単に「コネクタ」とも称する）１８を通し
てバーナーヘッド１１に供給されたガスはバーナーヘッ
ド１１内の通路を通って環状通路に達し、そこから一連
の互いに離隔した孔即ちガス噴出口３２を経て、又は、
連続した環状導管を経て、燃焼装置の長手軸線２１に向
かって半径方向内方に突出した周縁リップ２０の形とし
た流れ指向手段の内側に達する。リップ２０は、このパ
イロットガス燃料をバーナーヘッド面１６の中央部分２
２を横切るようにして、即ち、軸線２１に対してほぼ直
角の方向に半径方向内方へ偏向させる。パイロットガス
燃料は、入来する圧縮空気１５及び渦流器羽根の通路１
２’から噴出する主ガス燃料（主ガス燃料はバーナーヘ
ッドの複数の開口即ち主ガス燃料噴口２３から噴出す
る）と混合し、次いで、点火器１７が付勢されてパイロ
ット炎を創出する。主ガス燃料噴口２３は、渦流器空気
導入口領域に、通路の半径方向外方部分に近接したとこ
ろに配置されており、各主ガス燃料コネクタ（以下、
「主コネクタ」又は単に「コネクタ」とも称する）２４
から図に示されるように連絡導管を通して主ガス燃料を
供給される。
るための手段）は、パイロットガス燃料系と主ガス燃料
系から成り、両系は、協同して順次に無段階的に作動に
変化を与える。エンジンが始動されると、ガス燃料の大
部分はパイロットガス燃料系へ差し向けられ、それによ
って、パイロットガス燃料コネクタ（以下、「パイロッ
トコネクタ」単に「コネクタ」とも称する）１８を通し
てバーナーヘッド１１に供給されたガスはバーナーヘッ
ド１１内の通路を通って環状通路に達し、そこから一連
の互いに離隔した孔即ちガス噴出口３２を経て、又は、
連続した環状導管を経て、燃焼装置の長手軸線２１に向
かって半径方向内方に突出した周縁リップ２０の形とし
た流れ指向手段の内側に達する。リップ２０は、このパ
イロットガス燃料をバーナーヘッド面１６の中央部分２
２を横切るようにして、即ち、軸線２１に対してほぼ直
角の方向に半径方向内方へ偏向させる。パイロットガス
燃料は、入来する圧縮空気１５及び渦流器羽根の通路１
２’から噴出する主ガス燃料（主ガス燃料はバーナーヘ
ッドの複数の開口即ち主ガス燃料噴口２３から噴出す
る）と混合し、次いで、点火器１７が付勢されてパイロ
ット炎を創出する。主ガス燃料噴口２３は、渦流器空気
導入口領域に、通路の半径方向外方部分に近接したとこ
ろに配置されており、各主ガス燃料コネクタ（以下、
「主コネクタ」又は単に「コネクタ」とも称する）２４
から図に示されるように連絡導管を通して主ガス燃料を
供給される。
【００１９】エンジンの始動時及び低負荷時には、噴射
される燃料の大部分（例えば、≧９５％）がパイロット
ガス燃料とされ、その残りが主ガス燃料系によって供給
される。エンジン負荷及び速度が増大するにつれて、コ
ネクタ２４への主ガス燃料供給量が増大され、噴口２３
から噴射される主ガス燃料が漸次増大される。主ガス燃
料と空気は、渦流器通路１２’を通って内方へ流れる途
中で混合し、プレチャンバー１３及び主チャンバー１４
内で燃焼火炎となる。負荷が更に増大するにつれて、主
ガス燃料コネクタ２４を通して導入される燃料が漸次増
大され、パイロットガス燃料コネクタ１８を通して導入
される燃料が漸次減少され、最終的に全負荷条件下では
総燃料所要量の約９５％が主コネクタ２４を通して充足
され、残部はパイロットコネクタ１８を通して供給され
る。上記のように、パイロットガス燃料系からはバーナ
ーヘッド面１６の中央部分２２を横切るようにして常時
なにがしかの量のガス燃料流れが存在するように構成さ
れている。
される燃料の大部分（例えば、≧９５％）がパイロット
ガス燃料とされ、その残りが主ガス燃料系によって供給
される。エンジン負荷及び速度が増大するにつれて、コ
ネクタ２４への主ガス燃料供給量が増大され、噴口２３
から噴射される主ガス燃料が漸次増大される。主ガス燃
料と空気は、渦流器通路１２’を通って内方へ流れる途
中で混合し、プレチャンバー１３及び主チャンバー１４
内で燃焼火炎となる。負荷が更に増大するにつれて、主
ガス燃料コネクタ２４を通して導入される燃料が漸次増
大され、パイロットガス燃料コネクタ１８を通して導入
される燃料が漸次減少され、最終的に全負荷条件下では
総燃料所要量の約９５％が主コネクタ２４を通して充足
され、残部はパイロットコネクタ１８を通して供給され
る。上記のように、パイロットガス燃料系からはバーナ
ーヘッド面１６の中央部分２２を横切るようにして常時
なにがしかの量のガス燃料流れが存在するように構成さ
れている。
【００２０】図２において、燃焼炎包絡線は境界線Ｆに
よって示され、火炎前面はＦＦによって示されている。
火炎前面ＦＦは、燃焼主チャンバー１４にその半径方向
外側部分に沿って流入し（矢印３３）、主チャンバーの
中央軸線部分（軸線２１）に沿ってバーナーの方に向か
って戻り（矢印３４）、次いで再度主チャンバーに向か
って流れる（矢印３５）流体の再循環によって創生され
る。火炎前面ＦＦ自体は、バーナーの方向に流れる軸方
向の流れ３４が、折り返して流れ３５に合流する地点で
ある。
よって示され、火炎前面はＦＦによって示されている。
火炎前面ＦＦは、燃焼主チャンバー１４にその半径方向
外側部分に沿って流入し（矢印３３）、主チャンバーの
中央軸線部分（軸線２１）に沿ってバーナーの方に向か
って戻り（矢印３４）、次いで再度主チャンバーに向か
って流れる（矢印３５）流体の再循環によって創生され
る。火炎前面ＦＦ自体は、バーナーの方向に流れる軸方
向の流れ３４が、折り返して流れ３５に合流する地点で
ある。
【００２１】本発明のバーナーの１つの特徴は、あらゆ
るエンジン負荷の設定値において、火炎前面ＦＦがバー
ナーヘッド面１６の中央部分２２に近接したままに留ま
ることである。（この点、従来のプレチャンバー／主チ
ャンバー型燃焼装置では、必ずしもパイロット炎ではな
く、主炎がプレチャンバー内のそれほど上流側でない地
点に位置するようになされているのが普通である。）
るエンジン負荷の設定値において、火炎前面ＦＦがバー
ナーヘッド面１６の中央部分２２に近接したままに留ま
ることである。（この点、従来のプレチャンバー／主チ
ャンバー型燃焼装置では、必ずしもパイロット炎ではな
く、主炎がプレチャンバー内のそれほど上流側でない地
点に位置するようになされているのが普通である。）
【００２２】本発明は、火炎前面ＦＦを、例えばプレチ
ャンバーの直径対長さ比を高くする（具体例ではこの比
率を２：１とした）ことによって、かつ、軸方向に噴出
する空気又は燃料ジェットをなくすことによってバーナ
ー面１６に近接する位置にまで到達させる。従来技術で
は、バーナー面１６の中央部分２２から空気又は燃料ジ
ェットが軸方向に噴射され、それが流れ３４に対抗する
ので火炎前面ＦＦのバーナー面１６に向かっての移行を
阻止していた。
ャンバーの直径対長さ比を高くする（具体例ではこの比
率を２：１とした）ことによって、かつ、軸方向に噴出
する空気又は燃料ジェットをなくすことによってバーナ
ー面１６に近接する位置にまで到達させる。従来技術で
は、バーナー面１６の中央部分２２から空気又は燃料ジ
ェットが軸方向に噴射され、それが流れ３４に対抗する
ので火炎前面ＦＦのバーナー面１６に向かっての移行を
阻止していた。
【００２３】火炎前面ＦＦをバーナー面１６に近接させ
れば、通常ならば過熱を起してバーナー面１６を損傷さ
せ、従って、装置の信頼性の問題を惹起すると予想され
る。しかしながら、本発明によれば、バーナー面１６を
横切って掃引するパイロットガス燃料がそのような損傷
を防止するための有効な断熱材を形成する。火炎の前面
ＦＦを常にバーナーヘッドの下流面１６に近接したとこ
ろに、従ってプレチャンバー内に維持する本発明による
バーナーのこの構成は、プレチャンバー内の空燃混合気
に、それが渦流器への点火フラッシュバック（点火炎の
逆流）を防止するのに十分な速度を与えるという点で有
利である。これは、プレチャンバー１３内を通る燃料と
空気の質量に比してプレチャンバーの断面積が小さいこ
とに基因する。
れば、通常ならば過熱を起してバーナー面１６を損傷さ
せ、従って、装置の信頼性の問題を惹起すると予想され
る。しかしながら、本発明によれば、バーナー面１６を
横切って掃引するパイロットガス燃料がそのような損傷
を防止するための有効な断熱材を形成する。火炎の前面
ＦＦを常にバーナーヘッドの下流面１６に近接したとこ
ろに、従ってプレチャンバー内に維持する本発明による
バーナーのこの構成は、プレチャンバー内の空燃混合気
に、それが渦流器への点火フラッシュバック（点火炎の
逆流）を防止するのに十分な速度を与えるという点で有
利である。これは、プレチャンバー１３内を通る燃料と
空気の質量に比してプレチャンバーの断面積が小さいこ
とに基因する。
【００２４】次に、本発明の燃焼装置のについて図３を
参照して説明する。この作動モードも、ガス燃料モード
の場合と同様に、パイロット液体燃料系と主液体燃料系
の両方を使用し、やはり、火炎前面ＦＦがあらゆるエン
ジン負荷の設定値においてバーナーヘッド面１６の中央
部分２２に近接したままに維持される。
参照して説明する。この作動モードも、ガス燃料モード
の場合と同様に、パイロット液体燃料系と主液体燃料系
の両方を使用し、やはり、火炎前面ＦＦがあらゆるエン
ジン負荷の設定値においてバーナーヘッド面１６の中央
部分２２に近接したままに維持される。
【００２５】パイロット液体燃料コネクタ（以下、「パ
イロットコネクタ」単に「コネクタ」とも称する）２６
からバーナーヘッド１１内の適当な導管又は通路を通し
てパイロット液体燃料を供給される少なくとも１つのパ
イロット液体燃料噴口（以下、「パイロット噴口」又は
単に「噴口」とも称する）２５がバーナー面１６に設け
られている。これらの噴口２５は、バーナー面１６の、
それに近接する燃焼炎の外円周の外側の部位に配置され
る。主液体燃料コネクタ（以下、「主コネクタ」単に
「コネクタ」とも称する）２８からバーナーヘッド１１
内の適当な導管又は通路を通して主液体燃料を供給され
る主液体燃料噴口（以下、「主噴口」又は単に「噴口」
とも称する）２７がバーナー面１６に設けられている。
これらの主噴口２７は、バーナー面１６の、渦流器部分
１２の空気噴出口領域に、即ち、渦流器通路１２’の半
径方向内方部分近くに配置される。
イロットコネクタ」単に「コネクタ」とも称する）２６
からバーナーヘッド１１内の適当な導管又は通路を通し
てパイロット液体燃料を供給される少なくとも１つのパ
イロット液体燃料噴口（以下、「パイロット噴口」又は
単に「噴口」とも称する）２５がバーナー面１６に設け
られている。これらの噴口２５は、バーナー面１６の、
それに近接する燃焼炎の外円周の外側の部位に配置され
る。主液体燃料コネクタ（以下、「主コネクタ」単に
「コネクタ」とも称する）２８からバーナーヘッド１１
内の適当な導管又は通路を通して主液体燃料を供給され
る主液体燃料噴口（以下、「主噴口」又は単に「噴口」
とも称する）２７がバーナー面１６に設けられている。
これらの主噴口２７は、バーナー面１６の、渦流器部分
１２の空気噴出口領域に、即ち、渦流器通路１２’の半
径方向内方部分近くに配置される。
【００２６】エンジンが始動されると、パイロット液体
燃料がパイロット噴口２５から長手中心軸線２１に平行
な、又は、ほぼ平行な軸方向にプレチャンバー１３内へ
噴射され、プレチャンバー内で渦流器通路１２’から噴
射される空気１５と混合し、その空燃混合気が点火器１
７からのスパークによって点火される。始動時では、全
燃料所要量がパイロット噴口からのパイロット燃料によ
って充足され、主ガス燃料系はこの段階では作動しな
い。
燃料がパイロット噴口２５から長手中心軸線２１に平行
な、又は、ほぼ平行な軸方向にプレチャンバー１３内へ
噴射され、プレチャンバー内で渦流器通路１２’から噴
射される空気１５と混合し、その空燃混合気が点火器１
７からのスパークによって点火される。始動時では、全
燃料所要量がパイロット噴口からのパイロット燃料によ
って充足され、主ガス燃料系はこの段階では作動しな
い。
【００２７】エンジンの負荷が始動時からその全負荷時
の約７０％にまで増大するにつれて、パイロット噴口２
５から噴射されるパイロット液体燃料が漸次増大され、
全負荷時の約７０％負荷に達すると、燃料供給モードに
変化が起こり、主液体燃料が主噴口２７から噴射され
る。このように、主ガス燃料系が作動されて、７０％負
荷から１００％負荷（全負荷）の間では、総燃料所要量
の約９５％の燃料を供給し、この負荷範囲内ではパイロ
ット噴口２５から供給される燃料はわずか約５％であ
る。ただし、全負荷時であっても、常時なにがしかの量
のパイロット液体燃料流れが存在することが肝要であ
る。
の約７０％にまで増大するにつれて、パイロット噴口２
５から噴射されるパイロット液体燃料が漸次増大され、
全負荷時の約７０％負荷に達すると、燃料供給モードに
変化が起こり、主液体燃料が主噴口２７から噴射され
る。このように、主ガス燃料系が作動されて、７０％負
荷から１００％負荷（全負荷）の間では、総燃料所要量
の約９５％の燃料を供給し、この負荷範囲内ではパイロ
ット噴口２５から供給される燃料はわずか約５％であ
る。ただし、全負荷時であっても、常時なにがしかの量
のパイロット液体燃料流れが存在することが肝要であ
る。
【００２８】主液体燃料噴口２７は、バーナー面１６
の、渦流器通路１２’の空気出口領域に配置されてお
り、空気流１５にほぼ垂直な方向に燃料を噴射する。噴
射されるすべての燃料が空気流１５内へ搬入され、渦流
器１２の上流側及び下流側側壁にも、羽根の壁にも、そ
れらを濡らすほどには接触させないようにすることが肝
要である。この目的のために、主液体燃料噴口２７本体
をその取り付け面であるバーナー面１６から突出させて
噴口２７のオリフィスをバーナー面１６から離隔させ、
それによって、低い燃料圧力設定値においても、燃料が
バーナー面１６上に滴れ落ちることがないようにする。
同様の理由により、比較的高い燃料圧力設定値において
は、燃料が渦流器１２の下流側側壁２９に押しつけられ
ない程度に燃料の圧力を制御する。
の、渦流器通路１２’の空気出口領域に配置されてお
り、空気流１５にほぼ垂直な方向に燃料を噴射する。噴
射されるすべての燃料が空気流１５内へ搬入され、渦流
器１２の上流側及び下流側側壁にも、羽根の壁にも、そ
れらを濡らすほどには接触させないようにすることが肝
要である。この目的のために、主液体燃料噴口２７本体
をその取り付け面であるバーナー面１６から突出させて
噴口２７のオリフィスをバーナー面１６から離隔させ、
それによって、低い燃料圧力設定値においても、燃料が
バーナー面１６上に滴れ落ちることがないようにする。
同様の理由により、比較的高い燃料圧力設定値において
は、燃料が渦流器１２の下流側側壁２９に押しつけられ
ない程度に燃料の圧力を制御する。
【００２９】液体燃料モード中、バーナー面１６の過熱
及びその結果としての損傷を回避するために、ガス燃料
モードのときにパイロットガス燃料をバーナー面１６に
接触させるようにして供給するのと同じ態様で、高圧空
気をパイロットガス燃料系を通して供給しバーナー面１
６に接触させるようにして掃引する。そのような高圧空
気は、冷却剤として機能し、バーナー面１６を火炎の熱
から保護する断熱バリヤーとして機能する。
及びその結果としての損傷を回避するために、ガス燃料
モードのときにパイロットガス燃料をバーナー面１６に
接触させるようにして供給するのと同じ態様で、高圧空
気をパイロットガス燃料系を通して供給しバーナー面１
６に接触させるようにして掃引する。そのような高圧空
気は、冷却剤として機能し、バーナー面１６を火炎の熱
から保護する断熱バリヤーとして機能する。
【００３０】図４は、図３のバーナーの線IV−IVに沿っ
てみた横断面図であり、本発明の上述した実施形態に用
いられる渦流器羽根及び通路の形状及び、ガス燃料及び
液体燃料噴口の配置を示す。三角形の斜線部分は羽根３
０であり、羽根３０と３０の間に空白部分は、空気通路
１２’である。
てみた横断面図であり、本発明の上述した実施形態に用
いられる渦流器羽根及び通路の形状及び、ガス燃料及び
液体燃料噴口の配置を示す。三角形の斜線部分は羽根３
０であり、羽根３０と３０の間に空白部分は、空気通路
１２’である。
【００３１】冷却用空気をバーナーヘッド１１の下流面
１６へ搬送する好ましい方法はパイロットガス導管を用
いることであるが、別法として、専用の噴出口（図示せ
ず）をバーナーヘッドの、例えばガス噴出口３２と３２
の間に併置することができる。それらの専用噴出口へ
は、適当な導入口に接続された、やはり専用の通路（図
示せず）から冷却用空気を供給する。
１６へ搬送する好ましい方法はパイロットガス導管を用
いることであるが、別法として、専用の噴出口（図示せ
ず）をバーナーヘッドの、例えばガス噴出口３２と３２
の間に併置することができる。それらの専用噴出口へ
は、適当な導入口に接続された、やはり専用の通路（図
示せず）から冷却用空気を供給する。
【００３２】又、点火器１７は半径方向でみてパイロッ
ト液体燃料噴口２５と環状通路１９との間に配置された
ものとして示されているが、噴口２５と同一の円上に配
置してもよい。
ト液体燃料噴口２５と環状通路１９との間に配置された
ものとして示されているが、噴口２５と同一の円上に配
置してもよい。
【図１】図１は、本発明による燃焼装置の概略縦断面図
である。
である。
【図２】図２は、ガス燃料モードで作動する図１の燃焼
装置の概略縦断面図である。
装置の概略縦断面図である。
【図３】図３は、液体燃料モードで作動する図１の燃焼
装置の概略縦断面図である。
装置の概略縦断面図である。
【図４】図４は、図３のバーナーの線IV−IVに沿ってみ
た横断面図である。
た横断面図である。
１０：バーナー １１：バーナーヘッド、バーナーヘッド部分 １２：渦流器部分渦流器、渦流器部分 １２’：渦流器通路 １３：燃焼プレチャンバー １４：燃焼主チャンバー １５：空気流 １６：バーナーヘッド面、バーナー面、下流面 １７：点火器 １８：パイロットガス燃料コネクタ、パイロットコネク
タ １９：環状通路 ２０：周縁リップ ２１：長手軸線、長手中心軸線 ２２：バーナー面の中央部分 ２３：主ガス燃料噴口 ２４：主ガス燃料コネクタ、主コネクタ ２５：パイロット液体燃料噴口、パイロット噴口 ２７：主液体燃料噴口、主噴口 ２９：下流側側壁 ３０：羽根 ３２：ガス噴出口 ＦＦ：火炎前面
タ １９：環状通路 ２０：周縁リップ ２１：長手軸線、長手中心軸線 ２２：バーナー面の中央部分 ２３：主ガス燃料噴口 ２４：主ガス燃料コネクタ、主コネクタ ２５：パイロット液体燃料噴口、パイロット噴口 ２７：主液体燃料噴口、主噴口 ２９：下流側側壁 ３０：羽根 ３２：ガス噴出口 ＦＦ：火炎前面
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 エリック ロイ ノースター イギリス エヌジー23 ７イービー，ノッ ティンガムシアー，ニューアーク，ハービ ー，ハイ ストリート，ピアツリー コテ ージ（番地なし) (72)発明者 シモン デ ピエトロ イギリス エルエヌ１ ２エイチエイ リ ンカーン，サックシビイ，ハイ ストリー ト 56 (72)発明者 マームード コウカビー イギリス エルエヌ２ ２ジェイユー，リ ンカーン，ロングデイルズ ロード 38 (72)発明者 ホーガー ギュンター ハインリッヒ ヘ ッセ イギリス エルエヌ１ ３ジェイダブリ ュ，リンカーン，ウィンドミル ビュー 11
Claims (16)
- 【請求項１】 希薄燃焼型の多種燃料炊きガスタービン
エンジン用燃焼装置であって、燃焼プレチャンバー（１
３）内へガス燃料又は液体燃料を噴射するための燃料噴
射手段（２５，３２）を有するバーナーヘッド（１１）
を含むバーナー（１０）と、該バーナーの下流に直列式
に配置された燃焼プレチャンバー（１３）及び燃焼主チ
ャンバー（１４）とから成り、 該燃焼装置のガス燃料作動又は液体燃料作動中、該燃焼
装置の燃焼火炎の前面（ＦＦ）が前記バーナーヘッド
（１１）の下流面（１６）の中央部分に近接して燃焼す
るようになされており、前記バーナー（１０）は、該燃
焼装置のガス燃料作動中、ガス燃料を前記バーナーヘッ
ド（１１）の下流面（１６）の前記中央部分に向けて差
し向けるためのガス燃料指向手段と、該燃焼装置の液体
燃料作動中、冷却用空気流を該バーナーヘッドの該下流
面の中央部分に向けて差し向けるための空気流指向手段
を備えていることを特徴とする燃焼装置。 - 【請求項２】 前記燃料噴射手段は、ガス燃料を前記バ
ーナーヘッドの長手軸線の周りに環形状に噴射するため
のガス導管を含むことを特徴とする請求項１に記載の燃
焼装置。 - 【請求項３】 液体燃料作動中は、前記ガス導管にガス
燃料に代えて冷却空気を通すことを特徴とする請求項２
に記載の燃焼装置。 - 【請求項４】 前記ガス燃料指向手段は、前記バーナー
ヘッドの下流面に設けられて前記長手軸線に向けて突出
させた環状リップから成り、該環状リップは、前記ガス
導管から噴射されたガス燃料又は空気を該長手軸線の方
に偏向させるように該ガス導管に対して配置されている
ことを特徴とする請求項３に記載の燃焼装置。 - 【請求項５】 前記燃料噴射手段は、前記ガス導管と前
記バーナーヘッドの長手軸線との間に配置され、該バー
ナーヘッドの下流面に連通させた液体燃料導管を含むこ
とを特徴とする請求項４に記載の燃焼装置。 - 【請求項６】 前記ガス導管と前記液体燃料導管の間に
点火器が配置されていることを特徴とする請求項５に記
載の燃焼装置。 - 【請求項７】 前記ガス導管及び液体燃料導管は、それ
ぞれパイロットガス導管及びパイロット液体燃料導管で
あり、前記燃料噴射手段は、該パイロットガス導管の半
径方向外方に配置され、前記バーナーヘッドの下流面に
連通させた主ガス導管と主液体燃料導管とから成ること
を特徴とする請求項1〜6のいずれか１項に記載の燃焼装
置。 - 【請求項８】 前記主ガス導管は、前記主液体燃料導管
の半径方向外方に配置されていることを特徴とする請求
項７に記載の燃焼装置。 - 【請求項９】 前記バーナーは、一端を前記バーナーヘ
ッドの下流面に取り付けられ、他端を前記燃焼プレチャ
ンバーに取り付けられた輻流渦流器を備えており、該輻
流渦流器は、燃焼用空気を該バーナーヘッドの長手軸線
に向けて吹き込むための複数の通路を有することを特徴
とする請求項８に記載の燃焼装置。 - 【請求項１０】 前記主ガス導管は、前記渦流器の前記
通路の少なくとも１つに該通路の半径方向外側部分に近
接した部位で連通しており、前記主液体燃料導管は、該
渦流器の前記通路の少なくとも１つに該通路の半径方向
内側部分に近接した部位で連通していることを特徴とす
る請求項９に記載の燃焼装置。 - 【請求項１１】 前記パイロットガス導管、主ガス燃料
導管及び液体燃料導管に燃料を供給するためにそれらの
導管に燃料導入口が接続されており、該パイロットガス
導管、主ガス燃料導管及び液体燃料導管への燃料の流れ
を制御するための制御手段がそれらの導管に接続されて
いることを特徴とする請求項１０に記載の燃焼装置。 - 【請求項１２】 前記制御手段は、該燃焼装置のガス燃
料作動中は燃焼帯域内へ噴射される燃料をパイロット燃
料と主燃料の両方で構成し、該噴射燃料を、エンジンの
始動時及び低負荷条件下でのパイロット燃料を主とする
燃料からエンジンの全負荷条件下での主燃料を主とする
燃料へ連続的に変化させるように構成されていることを
特徴とする請求項１１に記載の燃焼装置。 - 【請求項１３】 前記制御手段は、エンジンの始動時及
び低負荷条件下では≦約５％の主ガス燃料と≧約９５％
のパイロットガス燃料を供給し、エンジンの全負荷条件
下では≧約９５％の主ガス燃料と≦約５％のパイロット
ガス燃料を供給するように構成されていることを特徴と
する請求項１２に記載の燃焼装置。 - 【請求項１４】 前記制御手段は、該燃焼装置の液体燃
料作動中は燃焼帯域内へ噴射される燃料をパイロット燃
料だけとし、エンジンの全負荷時の所定の分率に達した
とき主液体燃料を導入し、エンジンの負荷が増大するに
つれて主液体主液体燃料の供給を増大させてパイロット
燃料の供給を減少させるように構成されていることを特
徴とする請求項１１に記載の燃焼装置。 - 【請求項１５】 エンジンの全負荷時の前記所定の分率
は約７０％であり、全負荷条件下では、パイロット燃料
対主液体燃料の割合は≦約５％対≧約９５％であること
を特徴とする請求項１４に記載の燃焼装置。 - 【請求項１６】 前記制御手段は、液体燃料作動中は、
パイロットガス燃料を前記パイロットガス導管から遮断
し、該パイロットガス導管に冷却用空気源を接続するよ
うに構成されていることを特徴とする請求項３に従属す
る請求項１１〜１５のいずれか１項に記載の燃焼装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB9802021A GB2333832A (en) | 1998-01-31 | 1998-01-31 | Multi-fuel gas turbine engine combustor |
| GB9802021.7 | 1998-01-31 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11257100A true JPH11257100A (ja) | 1999-09-21 |
Family
ID=10826176
Family Applications (2)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11010087A Pending JPH11257100A (ja) | 1998-01-31 | 1999-01-19 | 多種燃料炊きガスタ―ビンエンジン用燃焼装置 |
| JP02132699A Expired - Lifetime JP4346724B2 (ja) | 1998-01-31 | 1999-01-29 | ガスタービンエンジン用燃焼装置 |
Family Applications After (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP02132699A Expired - Lifetime JP4346724B2 (ja) | 1998-01-31 | 1999-01-29 | ガスタービンエンジン用燃焼装置 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6532726B2 (ja) |
| JP (2) | JPH11257100A (ja) |
| DE (1) | DE19903770B4 (ja) |
| FR (1) | FR2774455B1 (ja) |
| GB (2) | GB2333832A (ja) |
| IT (1) | IT1307122B1 (ja) |
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|---|---|---|---|---|
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| SE521293C2 (sv) | 2001-02-06 | 2003-10-21 | Volvo Aero Corp | Förfarande och anordning för tillförsel av bränsle till en brännkammare |
| US6427447B1 (en) * | 2001-02-06 | 2002-08-06 | United Technologies Corporation | Bulkhead for dual fuel industrial and aeroengine gas turbines |
| FR2824625B1 (fr) * | 2001-05-10 | 2003-08-15 | Inst Francais Du Petrole | Dispositif et procede d'injection d'un combustible liquide dans un flux d'air pour une chambre de combustion |
| JP4414769B2 (ja) * | 2002-04-26 | 2010-02-10 | ロールス−ロイス・コーポレーション | ガスタービンエンジン燃焼器用の燃料予混合モジュール |
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| EP1970629A1 (en) * | 2007-03-15 | 2008-09-17 | Siemens Aktiengesellschaft | Burner fuel staging |
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