WO2008047825A1 - Chambre de combustion de turbine à gaz - Google Patents

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WO2008047825A1
WO2008047825A1 PCT/JP2007/070232 JP2007070232W WO2008047825A1 WO 2008047825 A1 WO2008047825 A1 WO 2008047825A1 JP 2007070232 W JP2007070232 W JP 2007070232W WO 2008047825 A1 WO2008047825 A1 WO 2008047825A1
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combustion chamber
combustion
liner
gas turbine
combustor
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PCT/JP2007/070232
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Saburo Yuasa
Takashi Sakurai
Motohide Murayama
Katsuhiro Minakawa
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Ihi Corporation
Tokyo Metropolitan University
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Publication date
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    • 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
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
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    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F23R3/04—Air inlet arrangements
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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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/52—Toroidal combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
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    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/58—Cyclone or vortex type combustion chambers
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine combustor for application to a power generation device and a propulsion device.
  • Non-Patent Document 1 discloses a tubular flame related to the present invention.
  • the "micro gas turbine combustor" of Patent Document 1 aims to reduce the size and the size of the combustor.
  • the combustor 50 is annularly formed around a virtual extension line of the rotation axis of the turbine.
  • the combustor 50 is provided with a plurality of air holes 52 for discharging compressed air into the combustion chamber 51 and a partition plate provided with a nozzle 54 for ejecting fuel gas into the combustion chamber 51.
  • the baffle plate 53 is provided.
  • the "gas turbine combustor" in Patent Document 2 relates to an annular combustor for a micro gas turbine.
  • the gas turbine combustor has a long and narrow structure that does not deteriorate the combustion performance, and is smaller and simpler than the entire gas turbine.
  • the upstream part of the combustion gas is radially inward in the meridional section of the annular type 1 combustor liner 56, and a U-turn is made in the middle part of the combustion gas.
  • a liner 56 having a concave cross section with the downstream portion of the combustion gas facing radially outward is provided.
  • the gas turbine combustor of Patent Document 3 aims at exhaust purification, and as shown in FIGS. 3A to 3C, an outer liner 61, an inner liner 62, a closed upstream end 63, and an open exhaust gas.
  • a plurality of tangential fuel injectors 65 are provided in the first plane close to the upstream end and spaced circumferentially in the first plane, and the plurality of tangential fuel injectors 66 are connected to the first plane and the exhaust end.
  • a plurality of air dilution holes 67 are provided in the inner liner and the outer liner in the second plane between 64 and spaced in the circumferential direction.
  • the combustor of Non-Patent Document 1 includes a glass tube (diameter: 13.4mm, length: 120mm) and a tangential inlet tube (width: 3mm, length: 120mm).
  • a premixed fuel is supplied in the direction to form a stable annular swirl flame inside.
  • Patent Document 1 Japanese Patent Application Laid-Open No. 2003-74852, “Micro Gas Turbine Combustor”
  • Patent Document 2 JP 2004-150779, “Gas Turbine Combustor”
  • Patent Document 3 US Pat. No. 6,684,642, “GAS TURBINE ENGINE HAVING A MULTI-STAGE MULTI- PLANE COMBUSTION SYS TEM”
  • Non-Patent Literature l Satoru Ishizuka, "ON THE BEHAVIOR OF PREMIXED
  • the gas turbine combustor is small in size, and the operational stability and the cleanliness of the exhaust are important for use at home and the like.
  • the combustion chamber volume is about 100 cm 3.
  • an object of the present invention is to provide a gas turbine combustor that can achieve stable high-load combustion, high combustion efficiency, low CO concentration and NOx in a small combustion chamber.
  • an inner liner and an outer liner that are concentric and cylindrical with respect to the central axis, and an end liner that closes the upstream end of the inner liner and the outer liner.
  • a gas turbine combustor for forming a combustion chamber of a shape, wherein a swirling air flow forming device that introduces combustion air from the outside in the vicinity of an end liner of the combustion chamber and forms a swirling air flow surrounding a central axis;
  • a fuel injection device for injecting fuel in a swirling direction of the swirling air flow to form a premixed swirling flow;
  • gas turbine combustor comprising an ignition device that ignites the premixed swirl flow to form a tubular flame surface.
  • the combustion chamber is provided on the end liner side and has a 17-fire combustion chamber having a relatively small outer diameter
  • a 27-fire combustion chamber located on the downstream side of the primary combustion chamber and having a relatively large outer diameter, and a circle that narrows the outer diameter of the 17-fire combustion chamber between the 17-fire combustion chamber and the 27-fire combustion chamber Has an annular aperture.
  • the swirling air flow forming device is provided at the end liner side end portion of the inner surface of the outer liner, and an annulus type member that forms the 17 fire combustion chamber inside,
  • the fuel injection device has a fuel injection pipe for injecting fuel into a swirling airflow in the 17-fire combustion chamber through the combustion air hole.
  • a dilution air hole for supplying dilution air along the flow of the combustion gas exiting the throttle is provided downstream of the throttle of the inner liner.
  • the flame is stably formed in a state of floating in the space.
  • FIG. 1 is a schematic diagram of a “micro gas turbine combustor” of Patent Document 1.
  • FIG. 2 is a schematic diagram of a “gas turbine combustor” of Patent Document 2.
  • FIG. 3A is a schematic diagram of a gas turbine combustor disclosed in Patent Document 3.
  • FIG. 3B is a schematic diagram of a gas turbine combustor disclosed in Patent Document 3.
  • FIG. 3C is a schematic diagram of a gas turbine combustor disclosed in Patent Document 3.
  • FIG. 4 is a schematic diagram of a combustor of Non-Patent Document 1.
  • FIG. 5 is a schematic diagram showing an example of a small power generator.
  • FIG. 6 is a schematic diagram showing the shape and dimensions of a combustor according to the present invention.
  • FIG. 7A is an overall structural diagram of a gas turbine combustor according to the present invention.
  • FIG. 7B is an overall structural diagram of a gas turbine combustor according to the present invention.
  • FIG. 8A is an overall structural diagram of a test combustor that performed a combustion test.
  • FIG. 8B is an overall structural diagram of a test combustor that performed a combustion test.
  • FIG. 10A is an image showing a combustion state.
  • FIG. 10B is an image showing a combustion state.
  • FIG. 11 is an overall longitudinal sectional view of a prototype combustor for which a combustion test was conducted.
  • FIG. 12 is a diagram showing the flame stability limit when there are four fuel injection tubes.
  • FIG. 13 is a diagram showing a flame stability limit when two fuel injection pipes are used.
  • FIG. 5 is a schematic diagram showing an example of a small power generator to which the present invention is applied.
  • 1 is a combustor
  • 2 is a turbine
  • 3 is a fuel injection port
  • 4 is a spark plug
  • 5 is a casing
  • 6 is an exhaust pipe.
  • the combustor 1 is located between the casing 5 and the exhaust pipe 6, and preferably has a hollow cylindrical shape, with one end (upper end in the figure) closed and the other end (lower end in the figure) open.
  • the air 7 (combustion air 7a) passes through the gap between the casing 5 and the combustor 1, reaches the periphery of the combustor 1, and passes through an opening (not shown) into the combustor 1 (combustion chamber). Inflow.
  • the fuel 8 is injected from the fuel injection port 3 and mixed with the combustion air 7 a to form a premixed gas, which is ignited by the spark plug 4 to form a combustion flame inside.
  • the generated combustion exhaust gas 9 is guided to the turbine 2 to drive it, and exhausted through the inside of the exhaust pipe 6 to the outside.
  • the turbine 2 drives a generator (not shown) to generate necessary power.
  • FIG. 6 is a schematic diagram showing the shape and dimensions of the combustor of the present invention.
  • 7a, 7b, and 7c indicate combustion air (primary air), dilution air, and cooling air, respectively.
  • FIG. 7A and 7B are overall structural views of a gas turbine combustor according to the present invention.
  • FIG. 7A is a longitudinal sectional view
  • FIG. 7B is an AA sectional view thereof.
  • a gas turbine combustor 10 (hereinafter simply referred to as “combustor”) of the present invention includes an inner liner 12, an outer liner 14, and an end liner 16.
  • Each of the inner liner 12 and the outer liner 14 has a cylindrical shape, and is formed concentrically with respect to the central axis Z—Z.
  • the end liner 16 is an annular disk that closes the upstream end portions (the lower ends in this figure) of the inner liner 12 and the outer liner 14.
  • the downstream end portions (upper end in this figure) of the inner liner 12 and the outer liner 14 are opened to exhaust the generated flue gas 9 through the turbine 2 and the exhaust pipe 6 to the outside.
  • the combustion chamber 18 of the combustor 10 is a substantially annular region surrounded by the inner liner 12, the outer liner 14, and the end liner 16.
  • the downstream end portion 12a (the upper end in this figure) of the inner liner 12 extends in a taper shape outward in the radial direction, and forms an outlet nozzle described later.
  • the combustion chamber 18 of the combustor 10 is composed of a primary combustion chamber 18a and a secondary combustion chamber 18b.
  • the primary combustion chamber 18a is provided on the end liner 12 side of the combustion chamber 18, and has an outer diameter D1 that is relatively small.
  • the 27 fire combustion chamber 18b is located on the downstream side (upper side in the figure) of the 17 fire combustion chamber 18a and has a relatively large outer diameter D2.
  • the combustor 10 of the present invention further includes an annular throttle 19 between the 17 fire combustion chamber 18a and the 27 fire combustion chamber 18b, which narrows the outer diameter D1 of the 17 fire combustion chamber 18a.
  • Aperture 19 has a center hole with an inner diameter D3
  • the outer diameter D1 of the primary combustion chamber 18a is 40 mm, its length L1 is 9.5 mm, the outer diameter of the secondary combustion chamber 18b is D2i to 54.5 mm, its length: L2i
  • the inner diameter D3 of the diaphragm 19 is 36 mm.
  • the diameter ratio of the primary combustion chamber 18a and the secondary combustion chamber 18b is 1: 1.3.6
  • the length ratio is 1: 5.26
  • the volume ratio is 1: 7. .15.
  • the diameter ratio of the outer diameter D1 of the primary combustion chamber 18a and the inner diameter D3 of the throttle 19 is 1: 0.9.
  • the present invention is not limited to this, and can be arbitrarily changed.
  • the combustor 10 of the present invention further includes a swirling air flow forming device 22, a fuel injection device 24, and an ignition device 26.
  • the swirling air flow forming device 22 introduces combustion air 7a from the outside near the end liner of the combustion chamber 18 (inside the 17 fire combustion chamber 18a), and forms a swirling air flow surrounding the central axis Z-Z.
  • the fuel injection device 24 injects the fuel 8 in the swirling direction of the formed swirling air flow to form a premixed swirling flow.
  • the ignition device 26 is, for example, a well-known spark plug (for example, a spark plug), and ignites the formed premixed swirl flow to form the tubular flame surface 11.
  • the swirling air flow forming device 22 includes an annulus type member 23 and a combustion air hole 23a.
  • Annular type member 23 is provided at the end liner side end of inner surface of outer liner 14 and forms 17 fire combustion chamber 18a on the inner side.
  • the combustion air hole 23a penetrates from the outer surface of the annulus type member 23 toward the swirling direction of the swirling air flow in the primary combustion chamber 18a.
  • the fuel injection device 24 passes through the combustion air hole 23a and rotates in the 17 fire combustion chamber 18a. It is a fuel injection pipe that injects fuel 8 into the circulating air flow.
  • the combustion air holes 23a are provided at four locations at equal intervals in the circumferential direction, and each has a rectangular cross section with a width of 3 mm and a height of 5 mm.
  • each combustion air hole 23a has a through hole with an inner diameter lmm.
  • the combustion air 7a can be introduced from the outside to the vicinity of the end liner of the combustion chamber 18 from each combustion air hole 23a to form a swirling air flow surrounding the central axis.
  • a premixed swirl flow can be formed by injecting fuel 8 from the fuel injection pipe 24 in the swirl direction of the swirl air flow.
  • a tubular flame surface can be formed by igniting the premixed swirl flow with the ignition device 26.
  • the number of combustion air holes 23a is not limited to four in the circumferential direction, and may be one or more. Further, the number of fuel injection pipes 24 is not limited to four in the circumferential direction, and may be one or more. Moreover, each dimension is not limited to this Example, It can change arbitrarily.
  • the swirling air flow forming device 22 is not limited to this example, and a spooler may be provided at the combustor inlet to form an air flow swirling over the entire combustor circumferential direction.
  • Example 1
  • FIGS. 8A and 8B are overall structural views of a gas turbine combustor according to the present invention (hereinafter referred to as a test combustor) subjected to a combustion test.
  • FIG. 8A is a longitudinal sectional view
  • the inner liner 12 of FIGS. 7A and 7B was a solid rod 12 ′, and a removable outlet nozzle 28 was attached to the upper part thereof.
  • the lower surface of the outlet nozzle 28 is a 45 ° taper surface, and its diameter D4 is 42 mm.
  • the outer liner 14 is made of quartz glass with high heat resistance to enable internal observation.
  • the outer diameter D1 of the primary combustion chamber 18a is 40 mm
  • its length L1 is 9.5 mm
  • the outer diameter of the secondary combustion chamber 18b is D2i up to 54.5 mm
  • Inner diameter of throttle 19 (It is 36mm.
  • combustion air holes 23a are provided at four locations at the same interval in the circumferential direction, and each has a losslessly opened cross section having a width of 3 mm and a height of 5 mm.
  • each combustion air hole 23a has a through hole with an inner diameter lmm.
  • Air flow rate 0 ⁇ 5 ⁇ 2 ⁇ 5g / s
  • FIG. 9 shows the test results regarding the combustion stability in the case where the outlet nozzle 28 has a force S and the number of the fuel injection pipes 24 is four.
  • FIG. 10A is an image (side image: top and perspective image: bottom) showing the combustion state under the conditions of FIG.
  • the horizontal axis is the air flow rate, and the vertical axis is the equivalence ratio.
  • the equivalent ratio means that the stoichiometric air-fuel ratio (fuel / required air amount) is 1.0, and 1 or less means lean combustion.
  • ⁇ indicates the blow-off limit
  • mouth indicates the unstable combustion limit
  • ⁇ indicates the limit in the throttle
  • ⁇ indicates the in-cylinder limit
  • in-throttle combustion means a combustion state in which a tubular flame is formed on the upstream side of the throttle 19 (in the primary combustion chamber 18a) as shown in FIG. 10A.
  • this constriction combustion in this example, stable combustion is possible in a very wide range of air flow rate 0 to; 1.2 g / s at an equivalence ratio of 0.8, and flame spread is significantly reduced. Experiments have confirmed that this can be suppressed.
  • this flame had a stable annular reaction zone and was able to burn almost completely.
  • in-cylinder combustion refers to a combustion state in which an annular flame is formed on the downstream side of the throttle (inside the 27 fire combustion chamber 18b).
  • in-cylinder combustion it was confirmed by experiments that stable combustion is possible in an extremely wide range of air flow rate 1.2 to 2.5 g / s at an equivalence ratio of 0.8. It was.
  • This flame also had an annular stable reaction zone, and almost complete combustion was possible.
  • the flame since the flame was formed stably in the state of floating in the space, it did not cause “burning of the wall surface” due to overheating.
  • the above-described test combustor is capable of stable combustion in a very wide combustion region even when the equivalence ratio is changed in the range of 0.6 to 0.9. Confirmed.
  • the points of the air flow rate of 1.65g / s and the equivalent ratio of 0.8 are the combustion load factor equivalent to that of a general gas turbine combustor. It is a condition that can be achieved. Therefore, from this figure, according to the configuration of the present invention, even when the hollow cylindrical combustion chamber is a small combustion chamber of about 100 cm 3 , stable high-load combustion with a combustion load factor equivalent to that of a general gas turbine combustor. It has been confirmed that high combustion efficiency can be obtained.
  • the combustion chamber is substantially only the 17 fire combustion chamber 18a, and it can be seen that the combustion load factor can be increased up to about 8 times.
  • the same effect can be obtained even if the cross-sectional shape of the diaphragm 19 is changed to a flat plate, a semicircle, an isosceles triangle, or the like.
  • FIG. 10B is an image showing a combustion state when there is no restriction 19 under the same conditions as in FIG.
  • the hollow cylindrical combustion chamber is a small combustion chamber of about 100 cm 3 , stable high-load combustion is possible and high combustion efficiency is obtained.
  • a low CO concentration and NOx can be achieved.
  • a tubular flame is formed in the (17 fire combustion chamber), and it becomes possible to keep the flame spread extremely small.
  • the flame had a stable annular reaction zone and was able to burn almost completely. In addition, since the flame was stably formed in the state of floating in the space, “wall burnt” due to overheating did not occur.
  • the diameter ratio between the outer diameter D1 of the primary combustion chamber 18a and the throttle 19 is 1: 0.9.
  • the present invention is not limited to this ratio and can be arbitrarily changed.
  • the combustor of the present invention described above is suitable for application to an annular type 1 combustor.
  • the present invention is not limited to this, and the can type combustor has a similar structure in the PANA portion. Applicable.
  • FIG. 11 is an overall longitudinal sectional view of a prototype combustor for which a combustion test has been performed.
  • the end plate of the outer liner 14 is removed to observe the flame shape and liner.
  • room temperature air was supplied to the air chamber 29, and combustion air was supplied to the outside of the outer liner 14 from here.
  • the distribution ratio of combustion air was 45% for combustion air 7a, 45% for dilution air 7b, and 10% for cooling air 7c.
  • a dilution air hole 30 for supplying dilution air is provided on the downstream side of the restrictor 19 of the inner liner 12 so as to follow the flow of the combustion gas exiting the restrictor 19. Also inner The volume of one liner 12 was half that of Example 1.
  • the downstream side from the restrictor 19 is referred to as “a region”
  • the region from the restrictor 19 to the upper end of the inner liner 12 is referred to as “b region”
  • the outer side from the inner liner 12 is referred to as “c region”.
  • FIG. 12 is a diagram showing the flame stability limit when there are four fuel injection tubes
  • FIG. 13 is a diagram showing the flame stability limit when there are two fuel injection tubes.
  • fuel was supplied from the opposite position, and in the case of four fuel injection pipes, it was supplied from four directions of 90 degrees.
  • the horizontal axis is the ratio to the design air amount, (i> t is the equivalent ratio of the entire combustor calculated from the total air amount, ⁇ p is the combustion air amount force, the main combustion part calculated
  • the combustor design points are indicated by double circles in the figure, and a and b in the figure correspond to the a and b areas in Figure 11.
  • Figs. 12 and 13 show that the equivalent ratio of the blow-off limit is halved compared with Example 2, and the combustion in the throttle section (a region: swirling flame in the throttle section and swirling flame in the throttle section ⁇ diffusion flame) is stable. This shows that the performance has improved.
  • the position of the dilution air hole 30 should be provided within the range of the force S, which is the same downstream as the clearance between the throttle 19 and the throttle portion, and within a range within twice the gap of the throttle portion immediately after the throttle 19. Good.
  • the number of dilution air holes 30 is preferably 4 or more and 32 or less within the range of 30 to 60% of force dilution air 7b which was 16 in the periphery.
  • the flame stability was comparable between the two fuel injection pipes and the four fuel injection pipes, both satisfying the requirements for the combustor.
  • the prototype combustor described above has an equivalence ratio (i> t of 0.2 to 0.6 in either case of four or two fuel injection tubes. It was confirmed that stable combustion was possible in a very wide combustion region when the range was changed.
  • the hollow cylindrical combustion chamber is a small combustion chamber of about 100 cm 3 , stable high-load combustion with a combustion load factor equivalent to that of a general gas turbine combustor. It was confirmed that high combustion efficiency was obtained.
  • the combustion chamber is essentially only 17 fire combustion chamber 18a, and it can be seen that the combustion load factor can be increased up to about 8 times. .

Landscapes

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Description

明 細 書
ガスタービン燃焼器
発明の背景
[0001] 本発明は、発電装置および推進装置に適用するためのガスタービン燃焼器に関す
[0002] 分散型エネルギーシステムの 1つとして、家庭用（例えば、車椅子の駆動電源）に 小型発電装置が要望されており、その駆動源として小型ガスタービンが計画されてい
[0003] ガスタービン用燃焼器は、小型であるとともに、作動の安定性、排気の清浄性が重 要であり、特許文献 1〜3が既に提案されている。
[0004] また、本発明と関連する管状火炎が、非特許文献 1に開示されている。
[0005] 特許文献 1の「マイクロガスタービン燃焼器」は、小型化、コンパクト化を目的とし、 図 1に示すように、燃焼器 50を、タービンの回転軸心の仮想延長線周りに環状に設 ける一方、当該燃焼器 50には、圧縮空気を燃焼室 51内に吐出する複数の空気孔 5 2を設けるとともに、燃料ガスを燃焼室 51内に噴出するノズル 54が設けられた仕切り 板としてのバッフル板 53を備えたものである。
[0006] 特許文献 2の「ガスタービン燃焼器」は、マイクロガスタービン用環状型燃焼器に関 し、燃焼性能を落とすことなぐ細長い構造を太短い構造にし、ガスタービン全体のよ り小型簡素化を可能にすることを目的とし、図 2に示すように、ァニユラ一型燃焼器ラ イナ一 56の子午断面において燃焼ガス上流部を半径方向内向きとし、燃焼ガス中 流部において Uターンし、燃焼ガス下流部を半径方向外向きとする凹状断面のライ ナー 56を有するものである。
[0007] 特許文献 3のガスタービン燃焼器は、排気の清浄化を目的とし、図 3A〜図 3Cに示 すように、アウターライナ 61、インナーライナ 62、閉じた上流端 63、および開いた排 気端 64を備え、複数の接線方向燃料噴射器 65が上流端に近い第 1平面内に周方 向に間隔を隔てて設けられ、複数の接線方向燃料噴射器 66が第 1平面と排気端 64 の間の第 2平面内に周方向に間隔を隔てて設けられ、複数の空気希釈孔 67がイン ナーライナとアウターライナに設けられたものである。 [0008] 非特許文献 1の燃焼器は、図 4に示すように、ガラス管（直径 13. 4mm、長さ 120m m)と接線方向の入口管（幅 3mm、長さ 120mm)からなり、接線方向に予混合燃料 を供給して、内部に安定した環状旋回火炎を形成したものである。
[0009] 特許文献 1 :特開 2003— 74852号公報、「マイクロガスタービン燃焼器」
特許文献 2：特開 2004— 150779号公報、「ガスタービン燃焼器」
特許文献 3 :米国特許第 6, 684, 642号明細書， "GAS TURBINE ENGINE HAVING A MULTI- STAGE MULTI- PLANE COMBUSTION SYS TEM"
[0010] 非特許文献 l : Satoru Ishizuka, "ON THE BEHAVIOR OF PREMIXED
FLAMES IN A ROTATING FLOW FIELD： ESTABLISHMENT OF TUBULAR FLAMES"
[0011] 上述したように、ガスタービン用燃焼器は、小型であるとともに、家庭等での使用の ため作動の安定性、排気の清浄性が重要となる。
例えば、数百 W容量の小型発電装置を想定した場合、炭化水素燃料を使う場合に は、経験則から外揷すると、燃焼室容積は 100cm3程度となる。
しかし、従来このような小型燃焼室においては、安定した高負荷燃焼、高い燃焼効 率、低!/、CO濃度及び NOxを達成することはできなかった。
発明の要約
[0012] 本発明は上述した問題点に鑑みて創案されたものである。すなわち、本発明の目 的は、小型燃焼室において、安定した高負荷燃焼、高い燃焼効率、低い CO濃度及 び NOxを達成することができるガスタービン燃焼器を提供することにある。
発明の開示
課題を解決するための手段
[0013] 本発明によれば、中心軸を囲み互いに同心かつ円筒形のインナーライナ及びァゥ ターライナと、該インナーライナとアウターライナの上流側端部を塞ぐエンドライナとを 備え、内部に中空円筒形の燃焼室を形成するガスタービン燃焼器であって、 前記燃焼室のエンドライナ近傍に外部から燃焼用空気を導入しかつ中心軸を囲む 旋回空気流を形成する旋回空気流形成装置と、 前記旋回空気流の旋回方向に向けて燃料を噴射し予混合旋回流を形成する燃料 噴射装置と、
前記予混合旋回流に着火して管状火炎面を形成する着火装置とを備えた、ことを 特徴とするガスタービン燃焼器が提供される。
[0014] 本発明の好ましい実施形態によれば、前記燃焼室は、エンドライナ側に設けられ外 径が相対的に小さい 17火燃焼室と、
該 1次燃焼室の下流側に位置し外径が相対的に大きい 27火燃焼室とからなり、 前記 17火燃焼室と 27火燃焼室の間に、 17火燃焼室の外径を狭める円環状の絞りを有 する。
[0015] また、前記旋回空気流形成装置は、アウターライナ内面のエンドライナ側端部に設 けられ、内側に前記 17火燃焼室を形成するァニユラ一型部材と、
該ァニユラ一型部材の外面から 17火燃焼室内の前記旋回空気流の旋回方向に向 けて貫通する燃焼用空気孔とを有する。
[0016] また、前記燃料噴射装置は、前記燃焼用空気孔を通り前記 17火燃焼室内の旋回空 気流中に燃料を噴射する燃料噴射管を有する、ことが好ましい。
[0017] また、前記インナーライナの絞りより下流側に、絞りを出た燃焼ガスの流れに沿うよう に希釈空気を供給する希釈空気穴を有する。
[0018] 上記本発明の構成によれば、ァニユラ一型の燃焼室が 100cm3程度の小型燃焼室 の場合でも、安定した高負荷燃焼が可能であり、高い燃焼効率が得られ、かつ低い
CO濃度及び NOxを達成することができることが、後述する実施例により確認された。
[0019] 特に、 1次燃焼室と 2次燃焼室の間に絞りがある実施例の構成では、絞りの上流側
(17火燃焼室内）に管状の火炎が形成され、火炎の拡がりを著しく小さく抑えることが 可能となることが確認された。
これは旋回流が絞られることにより、絞り上流側の旋回混合が促進し、周方向にほ ぼ均一な混合が行われて、管状火炎を形成したためである。この火炎は管状の安定 した反応帯を持ち、ほぼ完全燃焼が可能であった。
また、火炎は空間に浮いた状態で安定に形成されるため、過熱による「壁面の焼け
」も発生しなかった。 [0020] また、インナーライナの絞りより下流側に、絞りを出た燃焼ガスの流れに沿うように希 釈空気を供給する希釈空気穴を設けることにより、吹き飛び限界の当量比を半減し、 絞り部内燃焼 (絞り部内旋回火炎と絞り部内旋回 ·拡散火炎）の安定性を上昇させる ことができることが、後述した実施例により確認された。
図面の簡単な説明
[0021] [図 1]特許文献 1の「マイクロガスタービン燃焼器」の模式図である。
[図 2]特許文献 2の「ガスタービン燃焼器」の模式図である。
[図 3A]特許文献 3のガスタービン燃焼器の模式図である。
[図 3B]特許文献 3のガスタービン燃焼器の模式図である。
[図 3C]特許文献 3のガスタービン燃焼器の模式図である。
[図 4]非特許文献 1の燃焼器の模式図である。
[図 5]小型発電装置の一例を示す模式図である。
[図 6]本発明の燃焼器の形状及び寸法を示す模式図である。
[図 7A]本発明によるガスタービン燃焼器の全体構造図である。
[図 7B]本発明によるガスタービン燃焼器の全体構造図である。
[図 8A]燃焼試験を実施した試験燃焼器の全体構造図である。
[図 8B]燃焼試験を実施した試験燃焼器の全体構造図である。
[図 9]出口ノズルがありかつ燃料噴射管が 4本の場合の燃焼安定性に関する試験結 果である。
[図 10A]燃焼状態を示す画像である。
[図 10B]燃焼状態を示す画像である。
[図 11]燃焼試験を実施したプロトタイプ燃焼器の全体縦断面図である。
[図 12]燃料噴射管が 4本の場合の火炎安定限界を示す図である。
[図 13]燃料噴射管が 2本の場合の火炎安定限界を示す図である。
発明を実施するための最良の形態
[0022] 以下、本発明の好ましい実施例を図面を参照して説明する。なお、各図において 共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
[0023] 図 5は、本発明を適用する小型発電装置の一例を示す模式図である。 この図において、 1は燃焼器、 2はタービン、 3は燃料噴射口、 4は点火栓、 5はケー シング、 6は排気管である。燃焼器 1は、ケーシング 5と排気管 6の間に位置し、好まし くは中空円筒形を有し、一端（図で上端)が閉じ、他端（図で下端)が開いている。
[0024] 空気 7 (燃焼用空気 7a)は、ケーシング 5と燃焼器 1の隙間を通って、燃焼器 1の周 囲に達し、図示しない開口を通って燃焼器 1の内部 (燃焼室）に流入する。燃焼器 1 内には、燃料噴射口 3から燃料 8が噴射されて燃焼用空気 7aと混合して予混合ガス が形成され、これに点火栓 4で着火して燃焼火炎を内部に形成する。発生した燃焼 排ガス 9は、タービン 2に導かれてこれを駆動し、排気管 6の内側を通って外部に排 気される。タービン 2は図示しない発電機を駆動して必要な電力を発電するようにな つている。
[0025] 図 6は、本発明の燃焼器の形状及び寸法を示す模式図である。
なお、この図で、 7a, 7b, 7cはそれぞれ燃焼用空気（一次空気）、希釈空気、冷却 空気を示している。
[0026] 図 7Aおよび図 7Bは、本発明によるガスタービン燃焼器の全体構造図であり、図 7 Aは縦断面図、図 7Bはその A— A断面図である。
この図において、本発明のガスタービン燃焼器 10 (以下、単に「燃焼器」と呼ぶ）は 、インナーライナ 12、アウターライナ 14、及びエンドライナ 16を備える。
インナーライナ 12及びアウターライナ 14は、それぞれ円筒形であり、中心軸 Z— Z を囲み互いに同心に形成されている。
[0027] エンドライナ 16は、インナーライナ 12とアウターライナ 14の上流側端部（この図で下 端)を塞ぐ円環状の円板である。インナーライナ 12とアウターライナ 14の下流側端部 (この図で上端）は発生した燃焼排ガス 9をタービン 2と排気管 6を介して外部に排気 するために開口している。
この燃焼器 10の燃焼室 18は、インナーライナ 12、アウターライナ 14、及びエンドラ イナ 16で囲まれるほぼァニユラ一型の領域である。
なお、インナーライナ 12の下流側端部 12a (この図で上端）は、半径方向外方にテ ーパ状に広がっており、後述する出口ノズルを形成している。
[0028] 図 7Aにおいて、燃焼器 10の燃焼室 18は、 1次燃焼室 18aと 2次燃焼室 18bからな 1次燃焼室 18aは、燃焼室 18のエンドライナ 12側に設けられ、外径 D1が相対的に 小さく形成されている。
また、 27火燃焼室 18bは、 17火燃焼室 18aの下流側（図で上側）に位置し、外径 D2 が相対的に大きく形成されている。
本発明の燃焼器 10は、さらに 17火燃焼室 18aと 27火燃焼室 18bの間に、 17火燃焼室 1 8aの外径 D1を狭める円環状の絞り 19を有する。絞り 19は内径 D3の中心孔を有す
[0029] 後述する実施例 1において、 1次燃焼室 18aの外径 D1は 40mm、その長さ L1は 9 . 5mm、 2次燃焼室 18bの外径 D2iま 54. 5mm、その長さ: L2iま 50mm、絞り 19の内 径 D3は 36mmである。
従って、この例において、 1次燃焼室 18aと 2次燃焼室 18bの直径比率は、 1 : 1. 3 6であり、長さの比率は 1 : 5. 26であり、容積比率は 1 : 7. 15である。また、 1次燃焼 室 18aの外径 D1と絞り 19の内径 D3の直径比率は、 1 : 0. 9である。
しかし、本発明はこれに限定されず、任意に変更することができる。
[0030] 本発明の燃焼器 10は、さらに旋回空気流形成装置 22、燃料噴射装置 24、及び着 火装置 26を備える。
旋回空気流形成装置 22は、燃焼室 18のエンドライナ近傍（17火燃焼室 18a内）に 外部から燃焼用空気 7aを導入し、中心軸 Z— Zを囲む旋回空気流を形成する。 燃料噴射装置 24は、形成された旋回空気流の旋回方向に向けて燃料 8を噴射し 予混合旋回流を形成する。
着火装置 26は、例えば周知の点火栓 (例えばスパークプラグ)であり、形成された 予混合旋回流に着火して管状火炎面 11を形成する。
[0031] 旋回空気流形成装置 22は、この例では、ァニユラ一型部材 23と燃焼用空気孔 23a 力、らなる。ァニユラ一型部材 23は、アウターライナ 14内面のエンドライナ側端部に設 けられ、内側に 17火燃焼室 18aを形成する。燃焼用空気孔 23aは、ァニユラ一型部材 23の外面から 1次燃焼室 18a内の旋回空気流の旋回方向に向けて貫通する。
[0032] 燃料噴射装置 24は、この例では、燃焼用空気孔 23aを通り 17火燃焼室 18a内の旋 回空気流中に燃料 8を噴射する燃料噴射管である。
[0033] この例において、燃焼用空気孔 23aは、周方向に同一間隔で 4箇所設けられ、そ れぞれ、幅 3mm、高さ 5mmの矩形断面を有する。
また、燃料噴射管 24は、各燃焼用空気孔 23aに計 4本設けられ、それぞれ内径 lm mの貫通孔を有する。
この構成により、各燃焼用空気孔 23aから燃焼室 18のエンドライナ近傍に外部から 燃焼用空気 7aを導入して中心軸を囲む旋回空気流を形成することができる。
また、燃料噴射管 24から旋回空気流の旋回方向に向けて燃料 8を噴射して予混合 旋回流を形成することができる。
さらに、着火装置 26で予混合旋回流に着火して管状火炎面を形成することができ
[0034] なお、燃焼用空気孔 23aは、周方向に 4箇所に限定されず、 1箇所以上であればよ い。また、燃料噴射管 24も、周方向に 4箇所に限定されず、 1箇所以上であればよい 。また、各寸法は、この実施例に限定されず、任意に変更することができる。
さらに、旋回空気流形成装置 22は、この例に限定されず、燃焼器入口にスヮーラを 設け、燃焼器周方向全体にわたり旋回する空気流を形成するようにしてもよい。 実施例 1
[0035] 図 8Aおよび図 8Bは、燃焼試験を実施した本発明によるガスタービン燃焼器 (以下 、試験燃焼器と呼ぶ）の全体構造図であり、図 8Aは縦断面図、図 8Bはその A— A断 面図である。
この試験燃焼器は、図 7Aおよび図 7Bのインナーライナ 12を中実棒 12 'とし、その 上部に着脱可能な出口ノズル 28を取り付けた。出口ノズル 28の下面は、 45° のテ ーパ面であり、その直径 D4は 42mmである。
また、アウターライナ 14を、耐熱性の高い石英ガラスで構成し、内部観察を可能とし た。
その他の構成は、図 7Aおよび図 7Bと同様である。
[0036] この実施例において、 1次燃焼室 18aの外径 D1は 40mm、その長さ L1は 9. 5mm 、 2次燃焼室 18bの外径 D2iま 54. 5mm、その長さ: L2iま 50mm、絞り 19の内径 D3 (ま 36mmで る。
[0037] また、燃焼用空気孔 23aは、周方向に同一間隔で 4箇所設けられ、それぞれ、幅 3 mm、高さ 5mmの失巨开乡断面を有する。
また、燃料噴射管 24は、各燃焼用空気孔 23aに計 4本設けられ、それぞれ内径 lm mの貫通孔を有する。
[0038] 上述した試験燃焼器を用い、下記の条件で燃焼試験を実施した。
(1)燃料:プロパンガス
(2)空気予熱温度： 170°C
(3)空気流量： 0· 5〜2· 5g/s
(4)出口ノズノレ 28の有無
(5)燃料噴射管 24の数（2本と 4本）
(6)測定項目：火炎安定限界、火炎形状
[0039] 図 9は、出口ノズノレ 28力 Sあり、かつ燃料噴射管 24が 4本の場合の燃焼安定性に関 する試験結果である。また、図 10Aは、図 9の条件における燃焼状態を示す画像 (側 面画像：上と斜視画像：下)である。
図 9において、横軸は空気流量、縦軸は当量比である。なお、当量比とは、理論空 燃比 (燃料/必要空気量)を 1. 0とし、 1以下は希薄燃焼を意味する。
また図中の〇印は吹き飛び限界、口印は不安定燃焼限界、△印は絞り部内燃焼 限界、◊印は内筒内燃焼限界を示す。
[0040] 図 9において、「絞り部内燃焼」とは、図 10Aに示すように、絞り 19の上流側（1次燃 焼室 18a内）に管状の火炎が形成される燃焼状態をいう。この絞り部内燃焼の場合、 この例では、当量比 0. 8において、空気流量 0〜； 1. 2g/sの非常に広い範囲で、安 定燃焼が可能であり、かつ火炎の拡がりを著しく小さく抑えることが可能となることが 実験により確認された。
また、この火炎は図 10Aに示すように、円環状の安定した反応帯を持ち、ほぼ完全 燃焼が可能であった。
さらに、火炎は空間に浮いた状態で安定に形成されるため、過熱による「壁面の焼 け」も発生しな力 た。 [0041] また、図 9において、「内筒内燃焼」とは、絞りの下流側（27火燃焼室 18b内）に環状 の火炎が形成される燃焼状態をいう。この内筒内燃焼の場合も、この例では、当量比 0. 8において、空気流量 1. 2〜2. 5g/sの非常に広い範囲で、安定燃焼が可能で あることが実験により確認された。
また、この火炎も円環状の安定した反応帯を持ち、ほぼ完全燃焼が可能であった。 さらに、火炎は空間に浮いた状態で安定に形成されるため、過熱による「壁面の焼 け」も発生しな力 た。
[0042] 従って、この結果から、上述した試験燃焼器は、当量比 0. 6〜0. 9の範囲で変化さ せた場合でも、非常に広い燃焼領域において、安定燃焼が可能であることが確認さ れ 。
[0043] また、例えば、一次空気比を 40%とすると、図 9において、空気流量 1. 65g/s、当 量比 0. 8の点は、一般のガスタービン燃焼器と同等の燃焼負荷率を達成できる条件 である。従ってこの図から、本発明の構成により、中空円筒形の燃焼室が 100cm3程 度の小型燃焼室の場合でも、一般のガスタービン燃焼器と同等の燃焼負荷率で、安 定した高負荷燃焼が可能であり、高!/、燃焼効率が得られることが確認された。
特に、「絞り部内燃焼」の場合には、燃焼室は実質的に 17火燃焼室 18aのみであり、 燃焼負荷率を約 8倍にまで高めることが可能であることがわかる。
[0044] さらに、出口ノズル 28がない場合、及び燃料噴射管 24が 2本の場合でも、図 9と同 様の結果が得られ、非常に広い燃焼領域において、安定燃焼が可能であることが確 認された。
また、これらの条件において、燃焼排ガスの測定結果から、安定燃焼が得られる場 合には、排ガス中の CO濃度及び NOxも十分低いことが確認された。
なお絞り 19の断面形状は、平板、半円形、二等辺三角形などに変更しても同様の 効果が得られる。
[0045] 図 10Bは、図 9と同一条件において、絞り 19がない場合の燃焼状態を示す画像で ある。
図 10Bに示すように、 1次燃焼室 18aと 2次燃焼室 8bの間に絞り 19がない場合に は、火炎がアウターライナ内面に沿って筋状に形成された。このため、燃焼器内全体 に火炎が広がらず、また、火炎が燃焼器壁面に沿うため、壁面の過熱による焼けも発 生した。
また、この場合には、燃焼排ガスの CO濃度も高ぐ一部の混合気が火炎を通過し ていない結果となった。
[0046] 上述したように、本発明の構成によれば、中空円筒形の燃焼室が 100cm3程度の 小型燃焼室の場合でも、安定した高負荷燃焼が可能であり、高い燃焼効率が得られ 、かつ低い CO濃度及び NOxを達成することができることが、実施例により確認され た。
[0047] 特に、 1次燃焼室と 2次燃焼室の間に絞りがある実施例の構成では、絞りの上流側
(17火燃焼室内）に管状の火炎が形成され、火炎の拡がりを著しく小さく抑えることが 可能となる。
またこの火炎は円環状の安定した反応帯を持ち、ほぼ完全燃焼が可能であった。 また、火炎は空間に浮いた状態で安定に形成されるため、過熱による「壁面の焼け 」も発生しなかった。
[0048] なお上述した例では、 1次燃焼室 18aの外径 D1と絞り 19の直径比率は、 1 : 0. 9で ある。しかし、本発明はこの比率に限定されず、任意に変更することができる。
また、上述した本発明の燃焼器は、ァニユラ一型燃焼器への適用に適しているが、 本発明はこれに限定されず、カン型燃焼器にもパーナ部分を同様な構造とすること により適用できる。
実施例 2
[0049] 図 11は、燃焼試験を実施したプロトタイプ燃焼器の全体縦断面図である。この実施 例では、図 9と同一条件において、出口ノズル 28がない場合である。また、火炎形状 とライナーを観察するために、アウターライナ 14のエンドプレートは除去している。 また室温空気を空気チャンバ 29に供給し、ここからアウターライナ 14の外側に燃焼 用空気を供給した。燃焼用空気の分配比率は、燃焼用空気 7aが 45%、希釈用空気 7bが 45%、冷却用空気 7cが 10%とした。
なおこの実施例では、インナーライナ 12の絞り 19より下流側に、絞り 19を出た燃焼 ガスの流れに沿うように希釈空気を供給する希釈空気穴 30を設けている。またインナ 一ライナ 12の容積は、実施例 1と比較して半分の長さにした。
その他の基本構成と寸法は、図 7と同様である。
以下、図 11において、絞り 19より下流側を「a領域」、絞り 19からインナーライナ 12 の上端までを「b領域」、インナーライナ 12より外側を「c領域」と呼ぶ。
[0050] 図 12は、燃料噴射管が 4本の場合の火炎安定限界を示す図であり、図 13は燃料 噴射管が 2本の場合の火炎安定限界を示す図である。燃料噴射管が 2本の場合に は、対向位置から燃料を供給し、 4本の場合には 90度ずつの 4方向から供給した。
[0051] 図 12及び図 13において、横軸は設計空気量に対する比率、 （i> tは全空気量から 計算した燃焼器全体の当量比、 φ pは燃焼用空気量力 計算した主燃焼部の当量 比である。燃焼器の設計点は図に二重丸で示す。また、図中の a, bは、図 11の a領 域と b領域に対応する
[0052] 図 12及び図 13は、実施例 2と比較して、吹き飛び限界の当量比は半減し、かつ絞 り部内燃焼（a領域:絞り部内旋回火炎と絞り部内旋回 ·拡散火炎）の安定性が向上し たことを示している。
すなわちインナーライナ 12の絞り 19より下流側に、絞り 19を出た燃焼ガスの流れに 沿うように希釈空気を供給する希釈空気穴 30を設けたことにより、火炎の安定性が大 幅に向上している。
この希釈空気穴 30の位置は、この例では、絞り 19から絞り部の隙間と同じ距離下 流側である力 S、絞り 19の直後から絞り部の隙間の 2倍以内の範囲に設けるのがよい。 また、希釈空気穴 30の個数は、この例では、周囲に 16個であった力 希釈用空気 7 bが 30〜60%の範囲で、 4個以上、 32個以内で設けるのがよい。
また、燃料噴射管が 2本の場合と 4本の場合とで、火炎安定は同等程度であり、い ずれも燃焼器に対する要求を満足して V、た。
[0053] 図 12及び図 13の結果から、上述したプロトタイプ燃焼器は、燃料噴射管が 4本お よび 2本のいずれの場合でも、当量比 (i> tを 0. 2〜0. 6の範囲で変化させた場合に、 非常に広い燃焼領域において、安定燃焼が可能であることが確認された。
[0054] また、本発明の構成により、中空円筒形の燃焼室が 100cm3程度の小型燃焼室の 場合でも、一般のガスタービン燃焼器と同等の燃焼負荷率で、安定した高負荷燃焼 が可能であり、高い燃焼効率が得られることが確認された。
特に、「絞り部内燃焼」（a領域)の場合には、燃焼室は実質的に 17火燃焼室 18aの みであり、燃焼負荷率を約 8倍にまで高めることが可能であることがわかる。
なお、本発明は上述した実施の形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範 囲で種々の変更を加え得ることは勿論である。

Claims

請求の範囲
[1] 中心軸を囲み互いに同心かつ円筒形のインナーライナ及びアウターライナと、該ィ ンナーライナとアウターライナの上流側端部を塞ぐエンドライナとを備え、内部に中空 円筒形の燃焼室を形成するガスタービン燃焼器であって、
前記燃焼室のエンドライナ近傍に外部から燃焼用空気を導入しかつ中心軸を囲む 旋回空気流を形成する旋回空気流形成装置と、
前記旋回空気流の旋回方向に向けて燃料を噴射し予混合旋回流を形成する燃料 噴射装置と、
前記予混合旋回流に着火して管状火炎面を形成する着火装置とを備えた、ことを 特徴とするガスタービン燃焼器。
[2] 前記燃焼室は、エンドライナ側に設けられ外径が相対的に小さい 17火燃焼室と、 該 1次燃焼室の下流側に位置し外径が相対的に大きい 27火燃焼室とからなり、 前記 17火燃焼室と 27火燃焼室の間に、 17火燃焼室の外径を狭める円環状の絞りを有 する、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。
[3] 前記旋回空気流形成装置は、アウターライナ内面のエンドライナ側端部に設けられ 、内側に前記 17火燃焼室を形成するァニユラ一型部材と、
該ァニユラ一型部材の外面から 17火燃焼室内の前記旋回空気流の旋回方向に向 けて貫通する燃焼用空気孔とを有する、ことを特徴とする請求項 2に記載のガスター ビン燃焼器。
[4] 前記燃料噴射装置は、前記燃焼用空気孔を通り前記 17火燃焼室内の旋回空気流中 に燃料を噴射する燃料噴射管を有する、ことを特徴とする請求項 3に記載のガスター ビン燃焼器。
[5] 前記インナーライナの絞りより下流側に、絞りを出た燃焼ガスの流れに沿うように希 釈空気を供給する希釈空気穴を有する、ことを特徴とする請求項 2に記載のガスター ビン燃焼器。
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