WO2018181030A1 - 燃焼装置及びガスタービンエンジンシステム - Google Patents

燃焼装置及びガスタービンエンジンシステム Download PDF

Info

Publication number
WO2018181030A1
WO2018181030A1 PCT/JP2018/011803 JP2018011803W WO2018181030A1 WO 2018181030 A1 WO2018181030 A1 WO 2018181030A1 JP 2018011803 W JP2018011803 W JP 2018011803W WO 2018181030 A1 WO2018181030 A1 WO 2018181030A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
ammonia
fuel
compressor
combustion
combustion air
Prior art date
Application number
PCT/JP2018/011803
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
慎太朗 伊藤
加藤　壮一郎
正宏 内田
正悟 大西
琢 水谷
司 斎藤
藤森　俊郎
Original Assignee
株式会社Ihi
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 株式会社Ihi filed Critical 株式会社Ihi
Priority to AU2018242864A priority Critical patent/AU2018242864B2/en
Priority to CN201880020662.1A priority patent/CN110462183B/zh
Priority to KR1020197023353A priority patent/KR20190102270A/ko
Priority to EP18775481.7A priority patent/EP3604769B1/en
Publication of WO2018181030A1 publication Critical patent/WO2018181030A1/ja
Priority to US16/580,781 priority patent/US11156157B2/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/20—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/20—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products
    • F02C3/22—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products the fuel or oxidant being gaseous at standard temperature and pressure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/20—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products
    • F02C3/24—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products the fuel or oxidant being liquid at standard temperature and pressure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/20—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products
    • F02C3/30—Adding water, steam or other fluids for influencing combustion, e.g. to obtain cleaner exhaust gases
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
    • F02C7/143—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid before or between the compressor stages
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • 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
    • F23R3/30—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising fuel prevapourising devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186—Film cooling
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment
    • F05D2240/36—Fuel vaporizer
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/211—Heat transfer, e.g. cooling by intercooling, e.g. during a compression cycle

Definitions

  • the present disclosure relates to combustion devices and gas turbine engine systems. This application claims priority based on Japanese Patent Application No. 2017-060962 for which it applied to Japan on March 27, 2017, and uses the content here.
  • Patent Document 1 discloses a configuration in which, in an apparatus such as a gas turbine provided with a compressor, the temperature of the intake air is decreased by spraying liquid during intake air supplied to the compressor. By cooling the intake air to the compressor in this way, it becomes possible to improve the efficiency of the entire system including the device including the compressor.
  • the liquid sprayed during inhalation is water.
  • hard water containing calcium content may cause scale in the compressor or the like due to spraying water for a long period of time, which may cause malfunction of the compressor.
  • high cost is required for water treatment for removing calcium and the like, so water is sucked into the compressor. It is difficult to spray inside.
  • the present disclosure has been made in view of the above-described circumstances.
  • the combustion air is used for cooling or cooling the combustion air without using water.
  • the purpose is to reduce the amount of water and the amount of energy used to vaporize the ammonia for fuel.
  • This disclosure employs the following configuration as a means for solving the above-described problems.
  • a combustion apparatus includes a compressor that compresses combustion air, a combustor that combusts the compressed combustion air and fuel ammonia, and the combustion air generated by the compressor.
  • An ammonia injection unit that injects the fuel ammonia into the combustion air before or during the compression process and cools the combustion air.
  • the compressor includes a stationary blade and a moving blade, the stationary blade is provided with an injection hole, and the ammonia injection unit is the injection hole of the stationary blade.
  • the fuel ammonia may be injected into the combustion air.
  • the compressor includes a low-pressure compressor that compresses the combustion air, and a high-pressure compressor that further compresses the combustion air compressed by the low-pressure compressor.
  • a duct connecting the low-pressure compressor and the high-pressure compressor, and the ammonia injection unit may be configured to inject the fuel ammonia into the combustion air through the duct.
  • the ammonia injection unit may be configured to inject the liquid ammonia for fuel.
  • the ammonia injection unit adjusts the injection amount of the ammonia for fuel to adjust the concentration of nitrogen oxide in the combustion gas downstream of the combustor.
  • a density adjusting unit may be provided.
  • a gas turbine engine system includes the combustion apparatus according to the first aspect of the present disclosure.
  • combustion air used for combustion of fuel ammonia in the combustion chamber is cooled by injecting the fuel ammonia before or during the compression process. For this reason, in this indication, cooling of combustion air can be performed, without using water. Further, even when the cooling of the combustion air with water is used in combination, the amount of water used can be reduced. In addition, since the fuel ammonia is warmed by the combustion air, the amount of energy required to vaporize the fuel ammonia can be reduced. Therefore, according to the present disclosure, in a combustion apparatus and a gas turbine engine system that combusts ammonia for fuel as fuel, the amount of water used for cooling combustion air or cooling combustion air without using water is reduced. In addition, the amount of energy used to vaporize the ammonia for fuel can be reduced.
  • FIG. 1 is a block diagram showing an overall configuration of a gas turbine engine system 1 according to the present embodiment.
  • a gas turbine engine system 1 includes a gas turbine engine 2, a fuel ammonia supply system 3 (ammonia injection unit), a natural gas supply system 4, a reduction catalyst chamber 5, It has.
  • a compressor 2a and a combustor 2b, which will be described later, of the gas turbine engine 2, a fuel ammonia supply system 3, and a natural gas supply system 4 are included in the combustion apparatus C of the present disclosure.
  • Such a gas turbine engine system 1 is a drive source for the generator G, and generates rotational power by burning fuel ammonia using compressed combustion air.
  • the gas turbine engine 2 includes a compressor 2a, a combustor 2b (combustion chamber), and a turbine 2c.
  • the compressor 2a compresses combustion air taken in from outside air to a predetermined pressure to generate compressed air.
  • Such a compressor 2a supplies the generated compressed air to the combustor 2b.
  • the compressor 2a of this embodiment is an axial flow type compressor.
  • the compressor 2a and the turbine 2c are connected by a shaft portion 2g.
  • the upstream side in the flow direction of the combustion air may be referred to as a front side, and the downstream side may be referred to as a rear side.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view schematically showing a part of the compressor 2a.
  • the compressor 2a is fixed to a casing 2a4 of the compressor 2a and fixed to a plurality of stationary blades 2a1 that do not move, and a shaft portion 2g connected to a turbine 2c. And a plurality of rotor blades 2a2 that are rotationally moved about the axis.
  • the stationary blades 2a1 are arranged in an annular shape along the inner wall surface (inner surface) of the casing 2a4 with the shaft portion 2g as the center (in the circumferential direction around the central axis of the shaft portion 2g) to constitute one stator blade row. ing.
  • FIG. 2 shows a configuration in which four rows of such stationary blade rows are formed at intervals in a direction along the axis of the shaft portion (axial direction).
  • the rotor blade 2a2 is arranged in an annular shape on the outer wall surface (outer peripheral surface) of the shaft portion 2g with the shaft portion 2g as the center (in the circumferential direction around the central axis of the shaft portion 2g), thereby forming one rotor blade row. ing.
  • Such moving blade rows are respectively disposed between the stationary blade rows adjacent in the axial direction. That is, in the compressor 2a, the stationary blade rows and the moving blade rows are alternately arranged in the direction in which the shaft portion 2g extends.
  • each trailing edge side of the stationary blade 2a1 constituting the stationary blade row other than the stationary blade row located on the most downstream side in the combustion air flow direction (the trailing edge or the trailing edge rather than the leading edge).
  • a plurality of injection holes 2a3 for injecting fuel ammonia from the inside of the stationary blade 2a1 toward the downstream side are formed in a near portion. That is, a flow path through which fuel ammonia flows is formed inside the stationary blade 2a1.
  • the combustor 2b burns the vaporized fuel ammonia supplied from the fuel ammonia supply system 3 inside (combustion chamber) using compressed air generated by the compressor 2a.
  • the combustor 2b supplies the combustion gas obtained by such combustion to the turbine 2c.
  • the turbine 2c generates rotational power by using the combustion gas supplied from the combustor 2b as a driving gas.
  • the turbine 2c is axially coupled to the compressor 2a and the generator G, and rotationally drives the compressor 2a and the generator G with its own rotational power.
  • Such a turbine 2 c exhausts the combustion gas after power recovery toward the reduction catalyst chamber 5.
  • the fuel ammonia supply system 3 includes an ammonia supply unit 3a, a pipe 3b, a distribution mechanism 3c, and a vaporizer 3d.
  • the ammonia supply unit 3a includes a tank (not shown) for storing liquid fuel ammonia, a pump (not shown) for sending the fuel ammonia stored in the tank, and the like. The required amount of fuel ammonia is sent out toward the combustor 2b.
  • the control device may be a known computer including a CPU (Central Processing Unit), a RAM (Random Access Memory), a ROM (Read Only Memory) and the like that can perform predetermined control. The details of the control by the control device may be defined by software that can be arbitrarily changed or updated by the administrator.
  • a pipe 3b of the ammonia supply system 3 for fuel is connected to an ammonia supply unit 3a, a compressor 2a, and a combustor 2b.
  • the combustor is connected from the ammonia supply unit 3a to the combustor 3d.
  • 2b has a path for guiding the fuel ammonia and a path for guiding the fuel ammonia from the ammonia supply unit 3a to the stationary blade 2a1 of the compressor 2a without passing through the vaporizer 3d.
  • the pipe 3b branches from a path for guiding the fuel ammonia from the ammonia supply unit 3a to the combustor 2b via the vaporizer 3d, and guides the fuel ammonia to the exhaust gas pipe upstream of the reduction catalyst chamber 5. It also has a route.
  • the fuel ammonia supply system 3 uses the path for guiding the fuel ammonia from the ammonia supply unit 3a to the stationary blade 2a1 of the compressor 2a without using the vaporizer 3d of the pipe 3b.
  • Liquid fuel ammonia is supplied into the stationary blade 2a1, and liquid fuel ammonia is injected into the combustion air flow path from the injection hole 2a3 provided in the stationary blade 2a1. That is, the fuel ammonia supply system 3 cools the combustion air in the compression process by injecting liquid fuel ammonia into the combustion air in the compression process by the compressor 2a.
  • the fuel ammonia supply system 3 injects liquid fuel ammonia into the combustion air via the stationary blade 2a1 of the compressor 2a.
  • the distribution mechanism 3c includes a first valve 3e and a second valve 3f.
  • the first valve 3e is located on the upstream side of the carburetor 3d in the middle of the path for guiding the fuel ammonia to the combustor 2b via the carburetor 3d in the pipe 3b.
  • the opening degree of the first valve 3e is adjusted by a control device (not shown), and the supply amount of the fuel ammonia sent from the ammonia supply unit 3a to the vaporizer 3d is adjusted.
  • the second valve 3f is arranged in the middle part of the path for guiding the ammonia for fuel to the stationary blade 2a1 of the compressor 2a without passing through the vaporizer 3d of the pipe 3b.
  • the opening of the second valve 3f is adjusted by a control device (not shown), and the supply amount of the fuel ammonia sent from the ammonia supply unit 3a to the stationary blade 2a1 is adjusted.
  • a distribution mechanism 3c distributes a part of the fuel ammonia supplied to the combustor 2b to the stationary blade 2a1 in accordance with the opening degree of the first valve 3e and the second valve 3f.
  • the vaporizer 3d vaporizes the liquid fuel ammonia supplied from the ammonia supply unit 3a via the first valve 3e to generate gaseous fuel ammonia.
  • the fuel ammonia generated in the vaporizer 3d is supplied to the combustor 2b and partly supplied to the reduction catalyst chamber 5 via the pipe 3b.
  • the natural gas supply system 4 includes a natural gas supply unit 4a and a pipe 4b.
  • the natural gas supply unit 4a includes a tank (not shown) that stores liquefied natural gas, a pump (not shown) that delivers liquefied natural gas stored in the tank, and a vaporizer (not shown) that vaporizes the liquefied natural gas. Etc.).
  • the natural gas supply unit 4a sends a predetermined amount of natural gas toward the combustor 2b under the control of a control device (not shown).
  • the pipe 4b is connected to the natural gas supply unit 4a and the combustor 2b, and guides the natural gas sent from the natural gas supply unit 4a to the combustor 2b.
  • the reduction catalyst chamber 5 is filled with a reduction catalyst, and reduces nitrogen oxide (NOx) contained in the combustion gas to nitrogen (N 2 ) by reduction treatment.
  • the reduction catalyst chamber 5 reduces nitrogen oxide (NOx) by cooperation of the reduction catalyst housed inside and the fuel ammonia supplied through the piping 3 b of the fuel ammonia supply system 3. Note that the ammonia for fuel supplied to the reduction catalyst chamber 5 is not used as fuel but is consumed as ammonia for reduction.
  • the gas turbine engine system 1 when the gas turbine engine system 1 is started from a stopped state, natural gas is supplied from the natural gas supply system 4 to the combustor 2b.
  • the natural gas supplied to the combustor 2b is mixed with the air in the combustor 2b and burned by being ignited by an ignition device (not shown).
  • an ignition device not shown
  • the combustion gas generated by the combustion of natural gas is supplied to the turbine 2c, rotational power is generated and the compressor 2a is driven.
  • the compressor 2a When the compressor 2a is driven, compressed air is generated in the compressor 2a, and the compressed air is supplied to the combustor 2b, thereby promoting the combustion of natural gas in the combustor 2b.
  • the gas turbine engine system 1 is started.
  • the gas turbine engine system 1 may be started by supplying fuel ammonia to the combustor 2b from the fuel ammonia supply system 3 through the vaporizer 3d instead of or together with natural gas. good.
  • a required amount of fuel ammonia is supplied to the combustor 2b from the fuel ammonia supply system 3 in place of natural gas or together with natural gas under the control of a control device (not shown).
  • the A part of the liquid fuel ammonia sent out from the ammonia supply unit 3a is vaporized through the compressor 2a, and then supplied to the combustor 2b together with the compressed air.
  • the remaining portion of the liquid fuel ammonia sent out from the ammonia supply unit 3a is vaporized by the vaporizer 3d and then supplied to the combustor 2b.
  • the ammonia for fuel supplied to the combustor 2b burns together with the compressed air.
  • combustion gas generated by the combustion of fuel ammonia is supplied to the turbine 2c, and rotational power for driving the compressor 2a and the generator G is generated by the turbine 2c. After the energy is recovered by the turbine 2c, the combustion gas is reduced by the reduction catalyst chamber 5 and then exhausted.
  • liquid fuel ammonia is supplied to the combustion air in the compression process from the injection holes 2a3 provided in the stationary blades 2a1 of the compressor 2a by the fuel ammonia supply system 3. Be injected.
  • the fuel ammonia thus injected has a lower temperature than the combustion air in the compression process. For this reason, combustion air is cooled by injecting fuel ammonia.
  • the injected liquid fuel ammonia is vaporized by the heat of the combustion air in the compressor 2a, the combustion air can be further cooled by the latent heat of vaporization of the fuel ammonia. .
  • energy required for subsequent compression can be reduced.
  • the fuel ammonia injected into the combustion air is supplied to the combustor 2b together with the compressed air and consumed as fuel.
  • the combustion air used for the combustion of the fuel ammonia in the combustor 2b is cooled by the fuel ammonia being injected in the compression process. For this reason, in the gas turbine engine system 1 of this embodiment, the combustion air can be cooled without using water. Further, even when the cooling of the combustion air with water is used in combination, the amount of water used can be reduced. Further, since the fuel ammonia is heated and vaporized by heat exchange with the combustion air, the amount of energy required to vaporize the fuel ammonia can be reduced.
  • water is an inhibitor of combustion in the combustor 2b
  • ammonia for fuel that is fuel is injected in the combustor 2b instead of water, the combustion state in the combustor 2b is stabilized. be able to. Moreover, generation
  • ammonia has a slower combustion rate than natural gas. For this reason, even when compressed air mixed with fuel ammonia is supplied to the combustor 2b, there is a risk that backfire or the like may occur than when compressed air mixed with natural gas is supplied to the combustor 2b. It can be kept small.
  • the fuel ammonia is injected into the combustion air by the compressor 2a, a long distance from the injection point to the combustor 2b can be secured. Therefore, before the injected fuel ammonia reaches the combustor 2b, the fuel ammonia is sufficiently mixed with the combustion air, and the region where the concentration of fuel ammonia is locally high is the combustor 2b and the combustor. It does not occur in the vicinity of 2b, and it becomes possible to further reduce the risk of backfire and the like.
  • the combustion air has a high flow velocity in the compressor 2a
  • the fuel 2 is sufficiently combusted until the injected fuel ammonia reaches the combustor 2b. Can be mixed with air.
  • the fuel ammonia is injected into the combustion air by the compressor 2a, the injected fuel ammonia is compressed together with the combustion air by the compressor 2a. . For this reason, the fuel pump provided in the ammonia supply part 3a can be reduced in size.
  • a part of the compressed air is used for cooling the shaft portion 2g and the like connecting the compressor 2a and the turbine 2c, and flows to the downstream side of the combustor 2b without being supplied to the combustor 2b. Since the fuel ammonia mixed in such compressed air is consumed for denitration in the reduction catalyst chamber 5, it can be prevented from being wasted.
  • a part of the compressed air flows downstream of the combustor 2b without being supplied to the combustor 2b, and the fuel ammonia contained in the compressed air is used for denitration.
  • the injection amount By adjusting the injection amount, the concentration of nitrogen oxides on the downstream side of the combustor 2b can be adjusted. That is, by causing the distribution mechanism 3c to function as the nitrogen oxide concentration adjusting unit of the present disclosure and adjusting the injection amount of fuel ammonia into the combustion air, the nitrogen oxide in the combustion gas downstream of the combustor 2b The density may be adjusted.
  • the fuel ammonia supply system 3 injects fuel ammonia into the combustion air via the stationary blades 2a1 of the compressor 2a. For this reason, it is possible to inject fuel ammonia to the combustion air without separately installing a nozzle or the like for injecting fuel ammonia. For this reason, the increase in the pressure loss by installing a nozzle can be avoided.
  • a large number of stationary blades 2a1 of the compressor 2a are arranged in the flow path of the combustion air. Therefore, by injecting the fuel ammonia from the plurality of stationary blades 2a1, the fuel ammonia is uniformly injected into the combustion air, and unintended temperature unevenness and fuel ammonia concentration unevenness are generated in the combustion air. Can be deterred. By suppressing the occurrence of concentration unevenness in this way, a region where the concentration of fuel ammonia is locally high does not occur, and the risk of flashback or the like can be further reduced.
  • the combustion air is cooled by injecting liquid fuel ammonia, but the combustion air is cooled by injecting vaporized fuel ammonia. It is also possible to do. However, by injecting the liquid fuel ammonia into the combustion air, the combustion air can be cooled using the latent heat of the liquefied ammonia, and the overall system efficiency of the gas turbine engine system 1 can be improved. .
  • all of the stationary blades 2a1 into which fuel ammonia is supplied internally injects fuel ammonia from the injection holes 2a3. That is, in the above-described embodiment, a configuration is adopted in which fuel ammonia is injected from all remaining vanes 2a1 except for the vane 2a1 to which fuel ammonia is not supplied.
  • the present disclosure is not limited to this.
  • only the stationary blade 2a1 constituting one stationary blade row is provided with the injection hole 2a3, and the stationary blade 2a1 disposed upstream of the stationary blade 2a1 in which the injection hole 2a3 is formed is provided. May be configured such that ammonia for fuel is supplied to the inside but recovered without being injected.
  • the stationary blade 2a1 different from the stationary blade 2a1 in which the injection hole 2a3 is formed is provided with a flow path through which ammonia for fuel flows, but the injection hole may not be provided.
  • the compressor 2a is disposed upstream of the combustion air flow direction to compress the combustion air, and the combustion air flow is lower than the low pressure compressor 2d. It can also be set as the structure provided with the high pressure compressor 2e which is arrange
  • the pipe 3b of the fuel ammonia supply system 3 includes an injection pipe 3b1 inserted into the duct 2f, and the fuel ammonia is supplied from the nozzle hole 3b2 provided in the injection pipe 3b1 to the compressor 2a. It is also possible to adopt a configuration in which the fuel is injected into combustion air in the compression process.
  • the injection pipe 3b1 of the fuel ammonia supply system 3 may be provided in the duct 2f.
  • the fuel ammonia supply system 3 injects fuel ammonia into the combustion air through the duct 2f.
  • the above-described injection pipe 3b1 may be arranged on the upstream side of the compressor 2a.
  • the temperature immediately after injection of fuel ammonia is generally much lower than the atmospheric temperature. For this reason, even when the fuel ammonia is injected into the combustion air before being compressed by the compressor 2a, the combustion air can be cooled and the liquid fuel ammonia can be vaporized. Even when such a configuration is adopted, the configuration of the stationary blade 2a1 can be simplified because it is not necessary to form the internal flow path and the injection hole 2a3 in the stationary blade 2a1 of the compressor 2a.
  • the combustion apparatus of the present disclosure can be applied to apparatuses other than the gas turbine engine system 1.
  • the combustion apparatus of the present disclosure can be applied to any system (boiler, incineration facility, or the like) including a combustion apparatus that mixes and burns compressed air with ammonia for fuel.
  • a configuration such as a centrifugal compressor or a reciprocating compressor
  • the axial flow compressor may be adopted as the compressor included in the combustion apparatus of the present disclosure.
  • the configuration in which the gas turbine engine system 1 and the combustion apparatus C include the natural gas supply system 4 has been described.
  • the present disclosure is not limited to this. If the gas turbine engine system 1 or the combustion apparatus C includes the carburetor 3d, the liquid fuel ammonia can be vaporized so as to be suitable for combustion in the combustor 2b, and thus a configuration without the natural gas supply system 4 is adopted. Is possible.
  • Gas Turbine Engine System Gas Turbine Engine 2a Compressor 2a1 Stator Blade 2a2 Rotor Blade 2a3 Injection Hole 2b Combustor 2c Turbine 2d Low Pressure Compressor 2e High Pressure Compressor 3 Fuel Ammonia Supply System (Ammonia Injection Unit) 3a Ammonia supply part 3b Piping 3c Distribution mechanism (nitrogen oxide concentration adjustment part) 3d carburetor 3e first valve 3f second valve 4 natural gas supply system 4a natural gas supply unit 4b pipe 5 reduction catalyst chamber G generator

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Exhaust Gas After Treatment (AREA)

Abstract

この燃焼装置（Ｃ）は、燃焼用空気を圧縮する圧縮機（２ａ）と、圧縮された燃焼用空気と燃料用アンモニアとを燃焼させる燃焼器（２ｂ）と、圧縮機による燃焼用空気の圧縮過程あるいは圧縮前に燃料用アンモニアを燃焼用空気に噴射し、燃焼用空気を冷却するアンモニア噴射部（３）と、を備える。

Description

燃焼装置及びガスタービンエンジンシステム
　本開示は、燃焼装置及びガスタービンエンジンシステムに関する。
　本願は、２０１７年３月２７日に日本に出願された特願２０１７－０６０９６２号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　例えば、特許文献１には、圧縮機を備えるガスタービン等の装置において、圧縮機に供給される吸気中に液体の噴霧を行うことにより、吸気の温度を低下させる構成が開示されている。このように圧縮機への吸気を冷却することによって、圧縮機を備える装置を含むシステム全体の効率を向上させることが可能となる。
日本国特開平９－２３６０２４号公報
　一般的に、吸気中に噴霧される液体は水である。しかしながら、水が確保し難い地域では、水を噴霧することによって圧縮機への吸気を冷却することは困難である。また、水であってもカルシウム分を含む硬水では、長期間の水の噴霧によって圧縮機の内部等にスケールが発生し、圧縮機の動作不良が生じる可能性がある。このため、水を確保できる地域であっても、硬水が一般的に用いられている地域では例えばカルシウム等を除去するための水処理に高いコストが必要となるため、水を圧縮機への吸気中に噴霧することは難しい。
　一方で、近年においては、アンモニアを燃料として燃焼させる燃焼装置が提案されている。このような燃焼装置では、液体で貯蔵されたアンモニアを気化させてから、燃焼室に供給している。このため、アンモニアを気化させるためのエネルギが必要となる。しかしながら、アンモニアを気化させるためのエネルギの使用は、燃焼装置を含むシステム全体の効率向上の妨げとなっている。
　本開示は、上述する事情に鑑みてなされたもので、燃料用アンモニアを燃料として燃焼させる燃焼装置及びガスタービンエンジンシステムにおいて、水を用いることなく燃焼用空気を冷却あるいは燃焼用空気の冷却に用いる水の量を削減し、かつ燃料用アンモニアを気化させるために使用するエネルギ量を削減することを目的とする。
　本開示は、上記課題を解決するための手段として、以下の構成を採用する。
　本開示の第１の態様の燃焼装置は、燃焼用空気を圧縮する圧縮機と、圧縮された上記燃焼用空気と燃料用アンモニアとを燃焼させる燃焼器と、上記圧縮機による上記燃焼用空気の圧縮過程あるいは圧縮前に上記燃料用アンモニアを上記燃焼用空気に噴射し、上記燃焼用空気を冷却するアンモニア噴射部と、を備える。
　本開示の上記第１の態様の燃焼装置において、上記圧縮機が静翼と動翼とを備え、上記静翼には噴射孔が設けられ、上記アンモニア噴射部が、上記静翼の上記噴射孔から上記燃焼用空気に上記燃料用アンモニアを噴射するように構成されてもよい。
　本開示の上記第１の態様の燃焼装置において、上記圧縮機が、上記燃焼用空気を圧縮する低圧圧縮機と、上記低圧圧縮機で圧縮された上記燃焼用空気をさらに圧縮する高圧圧縮機と、上記低圧圧縮機と上記高圧圧縮機とを接続するダクトとを備え、上記アンモニア噴射部が、上記ダクトにて上記燃焼用空気に上記燃料用アンモニアを噴射するように構成されてもよい。
　本開示の上記第１の態様の燃焼装置において、上記アンモニア噴射部が、液体の上記燃料用アンモニアを噴射するように構成されてもよい。
　本開示の上記第１の態様の燃焼装置において、上記アンモニア噴射部が、上記燃料用アンモニアの噴射量を調整して上記燃焼器の下流の燃焼ガスにおける窒素酸化物の濃度を調整する窒素酸化物濃度調整部を備えてもよい。
　本開示の第２の態様のガスタービンエンジンシステムは、本開示の上記第１の態様の燃焼装置を備える。
　本開示によれば、燃焼室において燃料用アンモニアの燃焼に用いられる燃焼用空気が、圧縮過程あるいは圧縮前に、上記燃料用アンモニアが噴射されることにより冷却される。
　このため、本開示においては、水を用いることなく燃焼用空気の冷却を行うことができる。また、水による燃焼用空気の冷却を併用する場合であっても水の使用量を削減することができる。また、燃焼用空気により燃料用アンモニアが温められるため、燃料用アンモニアを気化させるために必要となるエネルギ量を削減することができる。したがって、本開示によれば、燃料用アンモニアを燃料として燃焼させる燃焼装置及びガスタービンエンジンシステムにおいて、水を用いることなく燃焼用空気の冷却を行うあるいは燃焼用空気の冷却に用いる水の量を削減しかつ燃料用アンモニアを気化させるために使用するエネルギ量を削減することが可能となる。
本開示の一実施形態におけるガスタービンエンジンシステムの全体構成を示すブロック図である。 本開示の一実施形態におけるガスタービンエンジンシステムが備える圧縮機の一部を模式的に示す断面図である。 本開示の一実施形態におけるガスタービンエンジンシステムの変形例が備える圧縮機の一部を模式的に示す断面図である。 本開示の一実施形態におけるガスタービンエンジンシステムの他の変形例が備える圧縮機の一部を模式的に示す断面図である。 本開示の一実施形態におけるガスタービンエンジンシステムのさらに他の変形例が備える圧縮機の一部を模式的に示す断面図である。
　以下、図面を参照して、本開示に係る燃焼装置及びガスタービンエンジンシステムの一実施形態について説明する。
　図１は、本実施形態に係るガスタービンエンジンシステム１の全体構成を示すブロック図である。この図に示すように、本実施形態に係るガスタービンエンジンシステム１は、ガスタービンエンジン２と、燃料用アンモニア供給系３（アンモニア噴射部）と、天然ガス供給系４と、還元触媒チャンバ５とを備えている。なお、本実施形態においては、ガスタービンエンジン２の後述する圧縮機２ａ及び燃焼器２ｂと、燃料用アンモニア供給系３と、天然ガス供給系４とが、本開示の燃焼装置Ｃに含まれている。このようなガスタービンエンジンシステム１は、発電機Ｇの駆動源であり、燃料用アンモニアを圧縮された燃焼用空気を用いて燃焼させることにより回転動力を発生させる。
　ガスタービンエンジン２は、圧縮機２ａと、燃焼器２ｂ（燃焼室）と、タービン２ｃとを備えている。圧縮機２ａは、外気から取り込んだ燃焼用空気を所定圧まで圧縮して圧縮空気を生成する。このような圧縮機２ａは、生成した圧縮空気を燃焼器２ｂに供給する。本実施形態の圧縮機２ａは軸流式圧縮機である。圧縮機２ａとタービン２ｃとは、軸部２ｇによって連結されている。圧縮機２ａにおける、燃焼用空気の流れ方向上流側を前側、下流側を後側と称する場合がある。
　図２は、圧縮機２ａの一部を模式的に示す断面図である。この図に示すように、圧縮機２ａは、圧縮機２ａのケーシング２ａ４に固定されて移動することのない複数の静翼２ａ１と、タービン２ｃに連結された軸部２ｇに固定されて軸部２ｇの軸心を中心として回転移動される複数の動翼２ａ２とを備えている。静翼２ａ１は、軸部２ｇを中心として（軸部２ｇの中心軸周りの周方向において）ケーシング２ａ４の内壁面（内面）に沿って環状に配列されることによって１つの静翼列を構成している。図２では、このような静翼列が軸部の軸心に沿う方向（軸方向）に間隔を空けて４列形成された構成を図示している。動翼２ａ２は、軸部２ｇを中心として（軸部２ｇの中心軸周りの周方向において）軸部２ｇの外壁面（外周面）に環状に配列されることによって１つの動翼列を構成している。このような動翼列が上記軸方向に隣り合う静翼列同士の間にそれぞれ配置されている。つまり、圧縮機２ａでは、静翼列と動翼列とが軸部２ｇが延びる方向に交互に配列されている。また、本実施形態では、燃焼用空気の流れ方向の最も下流側に位置する静翼列以外の静翼列を構成する静翼２ａ１の各後縁側（後縁、又は前縁よりも後縁に近い部分）に、静翼２ａ１の内部から下流側に向けて燃料用アンモニアを噴射するための噴射孔２ａ３が複数形成されている。すなわち、静翼２ａ１の内部には、燃料用アンモニアが流動する流路が形成されている。
　図１に示すように、燃焼器２ｂは、燃料用アンモニア供給系３から供給される気化された燃料用アンモニアを圧縮機２ａで生成された圧縮空気を用いて内部（燃焼室）で燃焼させる。燃焼器２ｂは、このような燃焼により得られた燃焼ガスをタービン２ｃに供給する。タービン２ｃは、燃焼器２ｂから供給される燃焼ガスを駆動ガスとして用いることにより回転動力を発生する。このタービン２ｃは、圧縮機２ａ及び発電機Ｇと軸結合しており、自らの回転動力によって圧縮機２ａ及び発電機Ｇを回転駆動する。このようなタービン２ｃは、動力回収した後の燃焼ガスを還元触媒チャンバ５に向けて排気する。
　燃料用アンモニア供給系３は、アンモニア供給部３ａと、配管３ｂと、分配機構３ｃと、気化器３ｄとを備えている。アンモニア供給部３ａは、液体の燃料用アンモニアを貯留するタンク（図示せず）やタンクに貯留された燃料用アンモニアを送出するポンプ（図示せず）等を備え、不図示の制御装置の制御の下、必要量の燃料用アンモニアを燃焼器２ｂに向けて送り出す。
　なお、上記制御装置は、所定の制御を実施できるようなＣＰＵ（Ｃｅｎｔｒａｌ　Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ　Ｕｎｉｔ）、ＲＡＭ（Ｒａｎｄｏｍ　Ａｃｃｅｓｓ　Ｍｅｍｏｒｙ）、ＲＯＭ（Ｒｅａｄ　Ｏｎｌｙ　Ｍｅｍｏｒｙ）等を含む公知の計算機でもよい。上記制御装置による制御の詳細は、管理者が任意に変更または更新可能なソフトウェアにより定義されてもよい。
　燃料用アンモニア供給系３の配管３ｂは、図１に示すように、アンモニア供給部３ａと圧縮機２ａと燃焼器２ｂとに接続されており、アンモニア供給部３ａから気化器３ｄを介して燃焼器２ｂに燃料用アンモニアを案内する経路と、気化器３ｄを介さずにアンモニア供給部３ａから圧縮機２ａの静翼２ａ１に燃料用アンモニアを案内する経路とを有している。また、配管３ｂは、アンモニア供給部３ａから気化器３ｄを介して燃焼器２ｂに燃料用アンモニアを案内する経路から分岐して、燃料用アンモニアを還元触媒チャンバ５の上流の排気ガス配管に案内する経路も有している。
　本実施形態では、燃料用アンモニア供給系３は、配管３ｂの気化器３ｄを介さずにアンモニア供給部３ａから圧縮機２ａの静翼２ａ１に燃料用アンモニアを案内する経路を用いて、圧縮機２ａの静翼２ａ１の内部に液体の燃料用アンモニアを供給し、静翼２ａ１に設けられた噴射孔２ａ３から燃焼用空気の流路中に液体の燃料用アンモニアを噴射する。すなわち、燃料用アンモニア供給系３は、圧縮機２ａによる圧縮過程の燃焼用空気に液体の燃料用アンモニアを噴射することにより圧縮過程の燃焼用空気を冷却する。また、本実施形態においては、燃料用アンモニア供給系３は、圧縮機２ａの静翼２ａ１を介して、液体の燃料用アンモニアを燃焼用空気に噴射する。
　分配機構３ｃは、第１バルブ３ｅと、第２バルブ３ｆとを備えている。第１バルブ３ｅは、配管３ｂの、気化器３ｄを介して燃焼器２ｂに燃料用アンモニアを案内する経路の途中部位であって、気化器３ｄの上流側に配置されている。この第１バルブ３ｅは、不図示の制御装置によって開度が調整され、アンモニア供給部３ａから送出された燃料用アンモニアの気化器３ｄへの供給量を調整する。第２バルブ３ｆは、配管３ｂの、気化器３ｄを介さずに圧縮機２ａの静翼２ａ１に燃料用アンモニアを案内する経路の途中部位に配置されている。この第２バルブ３ｆは、不図示の制御装置によって開度が調整され、アンモニア供給部３ａから送出された燃料用アンモニアの静翼２ａ１への供給量を調整する。このような分配機構３ｃは、第１バルブ３ｅ及び第２バルブ３ｆの開度に合わせて燃焼器２ｂに供給する燃料用アンモニアの一部を静翼２ａ１に分配する。
　気化器３ｄは、第１バルブ３ｅを介してアンモニア供給部３ａから供給された液体の燃料用アンモニアを気化させ、気体の燃料用アンモニアを生成する。この気化器３ｄで生成された燃料用アンモニアは、燃焼器２ｂに供給されると共に、一部が配管３ｂを介して還元触媒チャンバ５に供給される。
　天然ガス供給系４は、天然ガス供給部４ａと、配管４ｂとを備えている。天然ガス供給部４ａは、液化天然ガスを貯蔵するタンク（図示せず）、タンクに貯蔵された液化天然ガスを送り出すポンプ（図示せず）、及び、液化天然ガスを気化する気化器（図示せず）等を備えている。この天然ガス供給部４ａは、不図示の制御装置の制御の下、所定量の天然ガスを燃焼器２ｂに向けて送り出す。配管４ｂは、天然ガス供給部４ａと燃焼器２ｂとに接続されており、天然ガス供給部４ａから送り出された天然ガスを燃焼器２ｂに案内する。
　還元触媒チャンバ５は、内部に還元触媒が充填されており、燃焼ガスに含まれる窒素酸化物（ＮＯｘ）を還元処理することにより窒素（Ｎ２）に還元する。この還元触媒チャンバ５は、内部に収容した還元触媒と、燃料用アンモニア供給系３の配管３ｂを介して供給される燃料用アンモニアとの協働によって窒素酸化物（ＮＯｘ）を還元処理する。なお、還元触媒チャンバ５に供給される燃料用アンモニアは、燃料として使用されず、還元用のアンモニアとして消費される。
　このような本実施形態のガスタービンエンジンシステム１の動作の一例について説明する。
　例えば、ガスタービンエンジンシステム１を停止状態から起動する場合には、天然ガス供給系４から天然ガスが燃焼器２ｂに供給される。燃焼器２ｂに供給された天然ガスは、燃焼器２ｂ内の空気と混合されると共に、不図示の着火装置により着火されることで燃焼する。天然ガスが燃焼することにより発生した燃焼ガスがタービン２ｃに供給されると、回転動力が生成され、圧縮機２ａが駆動される。圧縮機２ａが駆動されると、圧縮機２ａにおいて圧縮空気が生成され、この圧縮空気が燃焼器２ｂに供給されることにより、燃焼器２ｂでの天然ガスの燃焼が促進される。これによってガスタービンエンジンシステム１が起動される。なお、天然ガスに換えてあるいは天然ガスと共に、燃料用アンモニア供給系３から気化器３ｄを通じて燃料用アンモニアを燃焼器２ｂに供給することで、ガスタービンエンジンシステム１を起動するように構成しても良い。
　ガスタービンエンジンシステム１が起動されると、不図示の制御装置の制御の下、燃料用アンモニア供給系３から燃焼器２ｂに必要量の燃料用アンモニアが天然ガスに換えてあるいは天然ガスと共に供給される。アンモニア供給部３ａから送り出された液体の燃料用アンモニアの一部は、圧縮機２ａを介することで気化され、その後に圧縮空気と共に燃焼器２ｂに供給される。アンモニア供給部３ａから送り出された液体の燃料用アンモニアの残部は、気化器３ｄによって気化され、その後に燃焼器２ｂに供給される。燃焼器２ｂに供給された燃料用アンモニアは、圧縮空気と共に燃焼する。そして、燃料用アンモニアが燃焼することにより発生した燃焼ガスがタービン２ｃに供給され、圧縮機２ａ及び発電機Ｇを駆動する回転動力がタービン２ｃで生成される。燃焼ガスは、タービン２ｃでエネルギが回収された後、還元触媒チャンバ５によって還元処理がされてから排気される。
　また、本実施形態のガスタービンエンジンシステム１では、燃料用アンモニア供給系３によって、圧縮機２ａの静翼２ａ１に設けられた噴射孔２ａ３から、圧縮過程の燃焼用空気に液体の燃料用アンモニアが噴射される。このように噴射された燃料用アンモニアは、圧縮過程の燃焼用空気と比較して低温である。このため、燃焼用空気は燃料用アンモニアが噴射されることによって冷却される。さらに、本実施形態では、噴射された液体の燃料用アンモニアが圧縮機２ａ内の燃焼用空気の熱により気化するため、燃料用アンモニアの気化潜熱によって燃焼用空気をより冷却することが可能となる。このように圧縮過程の燃焼用空気が冷却されることによって、その後の圧縮に必要なエネルギを削減することができる。なお、燃焼用空気に噴射された燃料用アンモニアは、圧縮空気と共に燃焼器２ｂに供給され、燃料として消費される。
　以上のような本実施形態のガスタービンエンジンシステム１においては、燃焼器２ｂにおいて燃料用アンモニアの燃焼に用いられる燃焼用空気が、圧縮過程において、燃料用アンモニアが噴射されることにより冷却される。このため、本実施形態のガスタービンエンジンシステム１においては、水を用いることなく燃焼用空気の冷却を行うことができる。
　また、水による燃焼用空気の冷却を併用する場合であっても水の使用量を削減することができる。また、燃焼用空気との熱交換により燃料用アンモニアが温められて気化するため、燃料用アンモニアを気化させるために必要となるエネルギ量を削減することができる。
　さらに、水は燃焼器２ｂにおいて燃焼の阻害物質であるが、本実施形態においては水に換えて燃焼器２ｂで燃料となる燃料用アンモニアを噴射するため、燃焼器２ｂでの燃焼状態を安定させることができる。また、水の付着が原因となるスケールの発生を防止することができる。
　なお、アンモニアは、天然ガスと比較して燃焼速度が遅い。このため、燃料用アンモニアが混合した圧縮空気が燃焼器２ｂに供給される場合であっても、天然ガスが混合した圧縮空気を燃焼器２ｂに供給する場合よりも逆火等が発生するリスクを小さく抑えることができる。
　また、本実施形態のガスタービンエンジンシステム１においては、圧縮機２ａにて燃料用アンモニアを燃焼用空気に噴射するため、噴射箇所から燃焼器２ｂまでの長い距離を確保できる。
　このため、噴射された燃料用アンモニアが燃焼器２ｂに到達するまでに、十分に燃料用アンモニアが燃焼用空気と混合され、局所的に燃料用アンモニアの濃度が高い領域が燃焼器２ｂ及び燃焼器２ｂの近傍で発生せず、逆火等のリスクをより低減することが可能となる。また、圧縮機２ａでは燃焼用空気の流速が速いことから、このような箇所で燃料用アンモニアを噴射することで、噴射された燃料用アンモニアが燃焼器２ｂに到達するまでに、十分に燃焼用空気と混合させることができる。
　また、本実施形態のガスタービンエンジンシステム１においては、圧縮機２ａにて燃料用アンモニアを燃焼用空気に噴射するため、噴射された燃料用アンモニアが圧縮機２ａにて燃焼用空気と共に圧縮される。このため、アンモニア供給部３ａに設けられる燃料ポンプを小型化することができる。
　また、一部の圧縮空気は、圧縮機２ａとタービン２ｃとを接続する軸部２ｇ等の冷却に用いられ、燃焼器２ｂに供給されずに、燃焼器２ｂの下流側に流れる。このような圧縮空気に混合された燃料用アンモニアは、還元触媒チャンバ５にて脱硝用の用途に消費されるため、無駄になることを防止できる。
　また、圧縮空気の一部が燃焼器２ｂに供給されずに燃焼器２ｂの下流に流れ、この圧縮空気に含まれる燃料用アンモニアが脱硝用に用いられるため、燃焼用空気への燃料用アンモニアの噴射量を調整することにより、燃焼器２ｂの下流側における窒素酸化物の濃度の調整を行うことができる。つまり、分配機構３ｃを本開示の窒素酸化物濃度調整部として機能させ、燃焼用空気への燃料用アンモニアの噴射量を調整することにより、燃焼器２ｂの下流側の燃焼ガスにおける窒素酸化物の濃度の調整するようにしても良い。
　また、本実施形態のガスタービンエンジンシステム１においては、燃料用アンモニア供給系３が、圧縮機２ａの静翼２ａ１を介して燃焼用空気に燃料用アンモニアを噴射している。このため、別途、燃料用アンモニアを噴射するノズル等を設置しなくても、燃焼用空気に対して燃料用アンモニアを噴射することができる。このため、ノズルを設置することによる圧力損失の増加を避けることができる。また、圧縮機２ａの静翼２ａ１は、燃焼用空気の流路中に多数配置されている。このため、複数の静翼２ａ１から燃料用アンモニアを噴射することにより、燃焼用空気に対して均一に燃料用アンモニアを噴射し、燃焼用空気に意図しない温度ムラや燃料用アンモニアの濃度ムラが生じることを抑止することができる。このように濃度ムラが生じることが抑止されることにより、局所的に燃料用アンモニアの濃度が高い領域が発生せず、逆火等のリスクをより低減することが可能となる。
　また、本実施形態のガスタービンエンジンシステム１においては、液体の燃料用アンモニアを噴射することで燃焼用空気を冷却しているが、気化された燃料用アンモニアを噴射することにより燃焼用空気を冷却することも可能である。しかしながら、液体の燃料用アンモニアを燃焼用空気に噴射することで、液化アンモニアの潜熱を利用して燃焼用空気を冷却することができ、ガスタービンエンジンシステム１のシステム全体効率を向上させることができる。
　以上、添付図面を参照しながら本開示の実施形態について説明したが、本開示は、上記実施形態に限定されない。上述した実施形態において示した各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本開示の趣旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能である。
　例えば、上記実施形態においては、燃料用アンモニアが内部に供給される静翼２ａ１は、全て噴射孔２ａ３から外部に燃料用アンモニアを噴射している。つまり、上記実施形態においては、燃料用アンモニアが供給されない静翼２ａ１を除いた残りの全ての静翼２ａ１から燃料用アンモニアが噴射される構成を採用している。しかしながら、本開示はこれに限定されるものではない。例えば、図３に示すように、１つの静翼列を構成する静翼２ａ１のみに噴射孔２ａ３を設け、噴射孔２ａ３が形成された静翼２ａ１よりも上流側に配置された静翼２ａ１には、内部に燃料用アンモニアを供給するが噴射せずに回収する構成としても良い。すなわち、噴射孔２ａ３が形成された静翼２ａ１と異なる静翼２ａ１には、燃料用アンモニアが流動する流路を内部に設けるが、噴射孔を設けずともよい。このような構成を採用した場合には、燃料用アンモニアが供給されるものの噴射されずに回収される静翼２ａ１の設置箇所では、静翼２ａ１を介して燃焼用空気と燃料用アンモニアとの間接的な熱交換が行われる。つまり、このような構成を採用することにより、間接的な熱交換による燃焼用空気の冷却と噴射による直接的な燃焼用空気の冷却との両方を行うことができる。
　また、図４に示すように、圧縮機２ａが、燃焼用空気の流れ方向における上流側に配置されて燃焼用空気を圧縮する低圧圧縮機２ｄと、低圧圧縮機２ｄよりも燃焼用空気の流れ方向における下流側に配置されて燃焼用空気をさらに圧縮する高圧圧縮機２ｅと、低圧圧縮機２ｄと高圧圧縮機２ｅとを接続するダクト２ｆとを備えた構成とすることもできる。このような場合には、燃料用アンモニア供給系３の配管３ｂが、ダクト２ｆの内部に挿入された噴射管３ｂ１を備え、噴射管３ｂ１に設けられたノズル孔３ｂ２から燃料用アンモニアを圧縮機２ａによる圧縮過程にある燃焼用空気に噴射する構成を採用することも可能である。すなわち、燃料用アンモニア供給系３の噴射管３ｂ１がダクト２ｆに設けられてもよい。この場合、燃料用アンモニア供給系３は、ダクト２ｆにて燃焼用空気に燃料用アンモニアを噴射する。このような構成を採用することによって、圧縮機２ａの静翼２ａ１に内部流路や噴射孔２ａ３を形成する必要がなくなるため、静翼２ａ１の構成を単純化することが可能となる。
　また、図５に示すように、上述の噴射管３ｂ１を圧縮機２ａの上流側に配置するようにしても良い。燃料用アンモニアの噴射直後の温度は、一般的に大気温度よりも遥かに低い。このため、圧縮機２ａによる圧縮前の燃焼用空気に燃料用アンモニアを噴射した場合であっても、燃焼用空気を冷却でき、かつ液体の燃料用アンモニアを気化することができる。このような構成を採用する場合も圧縮機２ａの静翼２ａ１に内部流路や噴射孔２ａ３を形成する必要がなくなるため、静翼２ａ１の構成を単純化することが可能となる。
　また、上記実施形態においては、本開示の燃焼装置を、ガスタービンエンジンシステム１に適用した例について説明した。しかしながら、本開示の燃焼装置は、ガスタービンエンジンシステム１以外の装置にも適用可能である。例えば、圧縮空気を燃料用アンモニアと混合して燃焼させる燃焼装置を備えるシステム（ボイラや焼却設備等）であれば、本開示の燃焼装置を適用することができる。このようなシステムにおいて、本開示の燃焼装置が備える圧縮機に、上記軸流式圧縮機以外の構成（遠心式圧縮機やレシプロ圧縮機等）を採用しても良い。
　また、上記実施形態においては、ガスタービンエンジンシステム１や燃焼装置Ｃが天然ガス供給系４を備える構成について説明した。しかしながら、本開示はこれに限定されるものではない。ガスタービンエンジンシステム１や燃焼装置Ｃが気化器３ｄを備えるのであれば、液体の燃料用アンモニアを燃焼器２ｂでの燃焼に適するように気化できるので、天然ガス供給系４を備えない構成を採用することが可能である。
　また、上記実施形態においては、燃料用アンモニアだけでなく、天然ガスも燃焼器２ｂに供給可能な構成について説明した。しかしながら、本開示はこれに限定されるものではなく、天然ガスではないハイドロカーボンやその他の燃料を、上記実施形態の天然ガスの替わりに用いることも可能である。
１　ガスタービンエンジンシステム
２　ガスタービンエンジン
２ａ　圧縮機
２ａ１　静翼
２ａ２　動翼
２ａ３　噴射孔
２ｂ　燃焼器
２ｃ　タービン
２ｄ　低圧圧縮機
２ｅ　高圧圧縮機
３　燃料用アンモニア供給系（アンモニア噴射部）
３ａ　アンモニア供給部
３ｂ　配管
３ｃ　分配機構（窒素酸化物濃度調整部）
３ｄ　気化器
３ｅ　第１バルブ
３ｆ　第２バルブ
４　天然ガス供給系
４ａ　天然ガス供給部
４ｂ　配管
５　還元触媒チャンバ
Ｇ　発電機

Claims (6)

  1. 　燃焼用空気を圧縮する圧縮機と、
    　圧縮された前記燃焼用空気と燃料用アンモニアとを燃焼させる燃焼器と、
    　前記圧縮機による前記燃焼用空気の圧縮過程あるいは圧縮前に前記燃料用アンモニアを前記燃焼用空気に噴射し、前記燃焼用空気を冷却するアンモニア噴射部と、を備える燃焼装置。
  2. 　前記圧縮機が静翼と動翼とを備え、前記静翼には噴射孔が設けられ、
    　前記アンモニア噴射部は、前記静翼の前記噴射孔から前記燃焼用空気に前記燃料用アンモニアを噴射するように構成されている、請求項１記載の燃焼装置。
  3. 　前記圧縮機は、前記燃焼用空気を圧縮する低圧圧縮機と、前記低圧圧縮機で圧縮された前記燃焼用空気をさらに圧縮する高圧圧縮機と、前記低圧圧縮機と前記高圧圧縮機とを接続するダクトとを備え、
    　前記アンモニア噴射部は、前記ダクトにて前記燃焼用空気に前記燃料用アンモニアを噴射するように構成されている、請求項１記載の燃焼装置。
  4. 　前記アンモニア噴射部は、液体の前記燃料用アンモニアを噴射するように構成されている、請求項１～３いずれか一項に記載の燃焼装置。
  5. 　前記アンモニア噴射部は、前記燃料用アンモニアの噴射量を調整して前記燃焼器の下流の燃焼ガスにおける窒素酸化物の濃度を調整する窒素酸化物濃度調整部を備える、請求項１～４いずれか一項に記載の燃焼装置。
  6. 　請求項１～５いずれか一項に記載の燃焼装置を備える、ガスタービンエンジンシステム。
PCT/JP2018/011803 2017-03-27 2018-03-23 燃焼装置及びガスタービンエンジンシステム WO2018181030A1 (ja)

Priority Applications (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
AU2018242864A AU2018242864B2 (en) 2017-03-27 2018-03-23 Combustion device and gas turbine engine system
CN201880020662.1A CN110462183B (zh) 2017-03-27 2018-03-23 燃烧装置及燃气涡轮发动机系统
KR1020197023353A KR20190102270A (ko) 2017-03-27 2018-03-23 연소 장치 및 가스 터빈 엔진 시스템
EP18775481.7A EP3604769B1 (en) 2017-03-27 2018-03-23 Combustion device and gas turbine engine system
US16/580,781 US11156157B2 (en) 2017-03-27 2019-09-24 Combustion device and gas turbine engine system

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2017060962A JP6772925B2 (ja) 2017-03-27 2017-03-27 燃焼装置及びガスタービンエンジンシステム
JP2017-060962 2017-03-27

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
US16/580,781 Continuation US11156157B2 (en) 2017-03-27 2019-09-24 Combustion device and gas turbine engine system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2018181030A1 true WO2018181030A1 (ja) 2018-10-04

Family

ID=63675723

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2018/011803 WO2018181030A1 (ja) 2017-03-27 2018-03-23 燃焼装置及びガスタービンエンジンシステム

Country Status (7)

Country Link
US (1) US11156157B2 (ja)
EP (1) EP3604769B1 (ja)
JP (1) JP6772925B2 (ja)
KR (1) KR20190102270A (ja)
CN (1) CN110462183B (ja)
AU (1) AU2018242864B2 (ja)
WO (1) WO2018181030A1 (ja)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6880902B2 (ja) * 2017-03-27 2021-06-02 株式会社Ihi ガスタービン
EP3936713A4 (en) * 2019-03-08 2022-10-26 JFE Engineering Corporation DIESEL MOTOR
JP2020172904A (ja) * 2019-04-11 2020-10-22 株式会社豊田自動織機 改質システム及びエンジンシステム
WO2021234795A1 (ja) 2020-05-18 2021-11-25 国立大学法人東北大学 ガスタービン
US20220162989A1 (en) * 2020-11-20 2022-05-26 Raytheon Technologies Corporation Engine using cracked ammonia fuel
US11773777B2 (en) * 2020-12-18 2023-10-03 New Wave Hydrogen, Inc. Zero-emission jet engine employing a dual-fuel mix of ammonia and hydrogen using a wave
US11859535B2 (en) 2021-03-09 2024-01-02 Rtx Corporation Fuel-cooled engine component(s)
US11920524B2 (en) 2021-04-15 2024-03-05 Rtx Corporation Multi-fuel, fuel injection system for a turbine engine
CN113357006B (zh) * 2021-07-13 2023-09-26 西安热工研究院有限公司 一种基于主燃区喷氨脱硝的燃气轮机系统及其脱硝方法
US11802508B2 (en) 2022-03-30 2023-10-31 Rtx Corporation Efficient turbine engine using integrated ammonia fuel processing

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0255835A (ja) * 1988-08-18 1990-02-26 Kawasaki Steel Corp 排ガス脱硝装置を内蔵した排ガスボイラを付設したガスタービン装置
JPH09236024A (ja) 1995-12-28 1997-09-09 Hitachi Ltd ガスタービン，コンバインドサイクルプラント及び圧縮機
JP2003530501A (ja) * 1998-07-24 2003-10-14 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ タービンエンジン内に水を噴射する制御装置および方法
WO2010082359A1 (ja) * 2009-01-14 2010-07-22 トヨタ自動車株式会社 エンジン
JP2012255420A (ja) * 2011-06-10 2012-12-27 Nippon Shokubai Co Ltd ガスタービンシステム
JP2017060962A (ja) 2015-09-24 2017-03-30 株式会社Ｇｓユアサ アンビル、ホーン、超音波接合ツール、及び蓄電素子の製造方法

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3480542B2 (ja) * 1995-12-27 2003-12-22 株式会社荏原製作所 ガスタービン用脱硝装置
JP2980095B2 (ja) * 1995-12-28 1999-11-22 株式会社日立製作所 ガスタービン，コンバインドサイクルプラント及び圧縮機
US6553753B1 (en) 1998-07-24 2003-04-29 General Electric Company Control systems and methods for water injection in a turbine engine
JP2000282810A (ja) * 1999-03-30 2000-10-10 Toshiba Corp タービンプラント
US8220268B2 (en) * 2007-11-28 2012-07-17 Caterpillar Inc. Turbine engine having fuel-cooled air intercooling
US9145849B2 (en) * 2009-01-14 2015-09-29 Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha Engine fueled by ammonia with selective reduction catalyst
CN102562310A (zh) * 2012-03-12 2012-07-11 云南大学 用催化氨分解反应降低燃气涡轮机高温金属件温度的方法
US20150000298A1 (en) * 2013-03-15 2015-01-01 Advanced Green Technologies, Llc Fuel conditioner, combustor and gas turbine improvements
US9371776B2 (en) 2013-08-20 2016-06-21 Darren Levine Dual flow air injection intraturbine engine and method of operating same
JP6520309B2 (ja) 2015-03-31 2019-05-29 株式会社Ihi 燃焼装置、ガスタービン及び発電装置
US9856768B2 (en) * 2015-06-29 2018-01-02 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
CN105927560B (zh) * 2016-06-28 2018-09-04 中国科学院工程热物理研究所 一种具有扩稳增效装置的压气机
JP6880902B2 (ja) * 2017-03-27 2021-06-02 株式会社Ihi ガスタービン
JP6805924B2 (ja) * 2017-03-27 2020-12-23 株式会社Ihi 燃焼装置及びガスタービンエンジンシステム

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0255835A (ja) * 1988-08-18 1990-02-26 Kawasaki Steel Corp 排ガス脱硝装置を内蔵した排ガスボイラを付設したガスタービン装置
JPH09236024A (ja) 1995-12-28 1997-09-09 Hitachi Ltd ガスタービン，コンバインドサイクルプラント及び圧縮機
JP2003530501A (ja) * 1998-07-24 2003-10-14 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ タービンエンジン内に水を噴射する制御装置および方法
WO2010082359A1 (ja) * 2009-01-14 2010-07-22 トヨタ自動車株式会社 エンジン
JP2012255420A (ja) * 2011-06-10 2012-12-27 Nippon Shokubai Co Ltd ガスタービンシステム
JP2017060962A (ja) 2015-09-24 2017-03-30 株式会社Ｇｓユアサ アンビル、ホーン、超音波接合ツール、及び蓄電素子の製造方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP3604769A4

Also Published As

Publication number Publication date
US11156157B2 (en) 2021-10-26
EP3604769A4 (en) 2020-12-16
EP3604769B1 (en) 2022-11-09
CN110462183A (zh) 2019-11-15
US20200032712A1 (en) 2020-01-30
JP6772925B2 (ja) 2020-10-21
EP3604769A1 (en) 2020-02-05
AU2018242864B2 (en) 2021-03-04
JP2018162752A (ja) 2018-10-18
AU2018242864A1 (en) 2019-10-31
CN110462183B (zh) 2022-08-05
KR20190102270A (ko) 2019-09-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2018181030A1 (ja) 燃焼装置及びガスタービンエンジンシステム
US11156158B2 (en) Combustion device and gas turbine engine system
JP5024460B2 (ja) エンジン
WO2010082359A1 (ja) エンジン
JP2011038511A (ja) アンモニア噴射システム
CN110506152B (zh) 燃烧装置以及燃气轮机
JP6880902B2 (ja) ガスタービン
US9169777B2 (en) Gas turbine engine with water and steam injection
JP5325819B2 (ja) 液体燃料焚きガスタービン
WO2019188409A1 (ja) 燃焼装置及びガスタービン
JP2012013077A (ja) タービンエンジンで使用する添加剤噴射システム及びその組立方法
KR102583226B1 (ko) 다단 연료 공급부가 구비된 마이크로 믹서 및 이를 포함하는 가스 터빈
US20140298817A1 (en) Arrangement for preparation of liquid fuel for combustion and a method of preparing liquid fuel for combustion
JP7434858B2 (ja) 保炎装置及びエンジン
KR102011067B1 (ko) 가스 터빈 및 가스 터빈의 구동 방법
JP2012013073A (ja) タービンエンジンに使用するための添加剤注入システム及びその組み立て方法
WO2019188012A1 (ja) 燃焼装置及びガスタービン

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 18775481

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 20197023353

Country of ref document: KR

Kind code of ref document: A

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2018242864

Country of ref document: AU

Date of ref document: 20180323

Kind code of ref document: A

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2018775481

Country of ref document: EP

Effective date: 20191028