WO2019088107A1 - 燃焼器および燃焼方法 - Google Patents

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WO2019088107A1
WO2019088107A1 PCT/JP2018/040350 JP2018040350W WO2019088107A1 WO 2019088107 A1 WO2019088107 A1 WO 2019088107A1 JP 2018040350 W JP2018040350 W JP 2018040350W WO 2019088107 A1 WO2019088107 A1 WO 2019088107A1
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combustor
air
wall
combustion chamber
fuel
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PCT/JP2018/040350
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English (en)
French (fr)
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壹岐　典彦
修 倉田
井上　貴博
孝幸 松沼
公二 井村
古谷　博秀
拓 辻村
秀昭 小林
晃弘 早川
エケネチュク チジオケ オカフォー
社本　純和
啓介 新井
雅人 河野
Original Assignee
国立研究開発法人産業技術総合研究所
国立大学法人東北大学
株式会社トヨタエナジーソリューションズ
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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
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    • 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
    • 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
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    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
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    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply

Definitions

  • the present invention relates to a combustor and a combustion method.
  • Priority is claimed on Japanese Patent Application No. 2017-210672, filed Oct. 31, 2017, the content of which is incorporated herein by reference.
  • nitrogen-containing compounds containing nitrogen element (N) such as ammonia
  • Ammonia has a high proportion of hydrogen (H), does not contain carbon, and the main products during combustion are water and nitrogen (N 2 ), so hydrogen (H 2 ) produced by renewable energy It is expected to be applied as a carrier of carbon dioxide and as a fuel that can reduce carbon dioxide emissions.
  • Patent Document 1 discloses a treatment method in which a nitrogen oxide reduction step is provided prior to the step of burning the hydrogen sulfide-containing gas when the ammonia-containing gas and the hydrogen sulfide-containing gas are subjected to the combustion treatment.
  • Patent Document 2 discloses a method for gas turbine combustion of ammonia using cracking.
  • Patent Document 3 discloses an engine in which an NOx selective reduction catalyst is disposed in a waste passage using ammonia as a fuel.
  • Patent Document 4 discloses a gas turbine combustor in which a throttle portion is provided between a primary combustion zone and a secondary combustion zone, and a cooling passage is provided around the primary combustion zone.
  • nitrogen oxides When nitrogen-containing compounds are burned at high temperatures, nitrogen oxides (NOx) are formed, and therefore, a technology capable of reducing the emission of nitrogen oxides is required.
  • This invention is made in view of the said situation, and makes it a subject to provide the combustor and combustion method which can suppress generation
  • the embodiment according to the present invention provides the following combustor.
  • the combustor is A first wall forming a combustion chamber, A fuel injection nozzle provided at an inlet of the combustor for injecting a fuel containing nitrogen into the combustion chamber, wherein the fuel is injected in a direction toward the first wall with respect to a central axis of the combustion chamber Said fuel injection nozzle being configured to An air inlet provided at an inlet of the combustor for introducing air into the combustion chamber, wherein the air is configured to flow along the first wall; Equipped The combustor, wherein the fuel introduced into the combustion chamber and the air are configured such that an equivalent ratio of the fuel to the air is 1.0 or more.
  • the fuel injection nozzle is configured to inject the fuel at an angle of 30 ° to 80 ° in a radial direction with respect to a central axis of the combustion chamber. Burner.
  • the fuel injection nozzle is configured to inject the fuel in at least a central axis direction of the combustion chamber, (1) or (2) according to (1) or (2), further comprising a member which changes the flow direction of the fuel to the first wall direction of the combustor at a distance from the fuel injection nozzle in the fuel injection direction. Burner.
  • the combustor according to any one of 1) to (5) and (3A).
  • a third wall surrounding the first wall and the at least one heat dissipation member, and having a flow path through which cooling air can flow between the first wall and the third wall And
  • the flow path is configured such that the inlet for the cooling air is provided on the outlet side of the combustor and in communication with the air inlet, and the cooling air is heated in the flow path ( 7)
  • the combustor as described.
  • the gas to be burned flows from the inlet side to the outlet side of the combustor from the inlet side to the outlet side, and is further reversed to be recirculated back to the inlet side along the central axis of the combustion chamber A combustion zone containing the flow is formed,
  • the first wall is closed so that the cooling air does not flow from the outside into the combustion chamber from the inlet of the combustor to a position where the flow of the burning gas is reversed, (1) to (8) And the combustor according to any one of (3A) and (3A).
  • the first wall further includes another air inlet on the outlet side of the combustor than the position where the flow of the burning gas is reversed, Another combustion area is formed on the outlet side of the combustor in the combustion area, and the combustion gas from the combustion chamber is configured to be burned and cooled by the air supplied from the other air inlet.
  • the embodiment according to the present invention provides the following combustion method.
  • a combustion method in a combustor A first step of injecting fuel containing nitrogen into the combustion chamber at the inlet of the combustor and introducing air for combustion, wherein the fuel surrounds the combustion chamber with respect to a central axis of the combustion chamber; And the air flows along the inside of the first wall and the fuel and the air introduced into the combustion chamber have an equivalent ratio of the fuel to the air of 1.
  • the flow of the burning gas of the combustion chamber flows from the inlet side to the outlet side of the combustor from the first wall side, and further reversely returns to the inlet side along the central axis of the combustion chamber Said first step, wherein a first combustion zone comprising a recirculating flow is formed;
  • a first combustion zone comprising a recirculating flow is formed;
  • air is introduced from the first wall to burn the gas burned in the first combustion zone in a second combustion zone And a second step of further burning and cooling.
  • the method further includes the step of introducing cooling air along the first wall in the first step, so that the cooling air is not introduced into the first combustion area from the first wall.
  • the residence time of the burning gas in the second combustion zone in the second step is shorter than the residence time of the burning gas in the first combustion zone in the first step, (13) Or the combustion method as described in (14).
  • FIG. 1 is a cross-sectional view showing a combustor 10 of the first embodiment.
  • the combustor 10 according to the first embodiment generally includes a fuel injection nozzle 11 for injecting fuel toward the combustion chamber 12 and a liner 13 for forming the combustion chamber 12.
  • the liner 13 has a first wall 13A forming the combustion chamber 12 and a second wall 13B surrounding the first wall 13A.
  • the combustor 10 has a combustor inlet 10A and a combustor outlet 10B.
  • the fuel injection nozzle 11 is provided at the inlet 10A of the combustor.
  • a first combustion region C1 is formed on the inlet 10A side of the combustor, and a second combustion region C2 is formed on the outlet 10B side of the combustor Ru.
  • the fuel F introduced into the combustor 10 contains nitrogen.
  • the fuel containing nitrogen include nitrogen-containing compounds containing elemental nitrogen (N), such as ammonia.
  • N nitrogen-containing compounds containing elemental nitrogen
  • a compound of nitrogen element (N) and hydrogen element (H) a compound of nitrogen element (N), hydrogen element (H) and carbon element (C), and nitrogen element (N) and hydrogen 1 type, or 2 or more types selected from any of the group containing the compound of element (H) and oxygen element (O) etc. is mentioned.
  • the fuel F When the fuel F contains ammonia, it may be substantially only ammonia, or ammonia may be mixed with methane, natural gas, kerosene or the like.
  • the fuel F may contain a nitrogen-free fuel in addition to the nitrogen-containing fuel.
  • the fuel containing no nitrogen include inorganic substances such as hydrogen and carbon, organic compounds such as hydrocarbons or alcohols, and fossil fuels such as coal and petroleum.
  • Fuel and air are introduced into the combustion chamber 12 on the inlet 10A side of the combustor under fuel-rich conditions.
  • the fuel-rich condition is that the equivalence ratio of fuel to air is 1.0 or more.
  • the equivalence ratio of fuel to air is 1.0 to 1.2.
  • combustion gas G1 flows from the inlet 10A side to the outlet 10B side of the combustor from the first wall 13A side, and is further reversed to return to the inlet 10A side along the central axis 12C of the combustion chamber.
  • a combustion zone C1 (hereinafter, referred to as "first combustion zone C1") including the circulation flow is formed. This makes it possible to further stabilize the combustion of the nitrogen-containing fuel even under conditions of fuel rich and oxygen deficiency.
  • the fuel injection nozzle 11 injects the fuel F containing nitrogen into the combustion chamber 12.
  • the fuel injection nozzle 11 is configured such that the fuel F is injected in the direction F1 toward the first wall 13A with respect to the central axis 12C of the combustion chamber 12.
  • the flow of the fuel F introduced into the combustion chamber 12 is less likely to impede the recirculation flow of the combustion gas G1 in the first combustion region C1.
  • the first wall 13A to which the fuel F is directed from the fuel injection nozzle 11 is the liner 13 of the combustor 10.
  • the first wall 13A is separately provided inside the liner 13. It is also possible to provide.
  • the first fuel flow passage 11A disposed on the central axis 12C of the combustion chamber or in parallel with the central axis 12C, and the central axis 12C communicating therewith
  • a second fuel flow passage 11B is formed obliquely to the above.
  • the flow direction F1 of the fuel injected from the fuel injection nozzle 11 can be adjusted by the angle ⁇ formed by the central axis 12C of the combustion chamber and the second fuel flow passage 11B.
  • the fuel F ejected from the fuel injection nozzle 11 is injected onto the extension of the second fuel flow passage 11B.
  • the fuel injection nozzle 11 is preferably configured to inject the fuel F at an angle of 30 ° to 80 ° in the radial direction with respect to the central axis 12C of the combustion chamber.
  • the first fuel flow passage 11A is disposed on the central axis 12C of the combustion chamber 12.
  • the second fuel flow passage 11B is opened at a position radially away from the central axis 12C of the combustion chamber 12.
  • a plurality of second fuel flow paths 11B may be branched from one first fuel flow path 11A.
  • the number of second fuel flow paths 11B is not particularly limited, and may be, for example, 2 to 20 or more.
  • the inlet 10A of the combustor is provided with a first air inlet 14 for introducing air into the combustion chamber 12.
  • the combustor 10 is configured such that the air A1 introduced from the first air inlet 14 flows along the first wall 13A.
  • the first air inlet 14 may be provided with a swirler 14S that forms a swirling flow of air in the combustion chamber 12.
  • the swirl flow combustor is provided with a swirler
  • the same recirculation flow can be realized by a bluff body or the like, so this embodiment is limited to the swirl flow combustor. It is not a thing.
  • the fuel F introduced from the fuel injection nozzle 11 and the air A1 introduced from the first air inlet 14 are mixed while being diffused in the combustion chamber 12.
  • the first air inlet 14 is preferably disposed in a direction away from the central axis 12 C of the combustor with respect to the fuel injection nozzle 11.
  • the fuel F injected from the fuel injection nozzle 11 in the direction toward the first wall 13A is easily mixed with the air A1 introduced from the first air introduction port 14.
  • As a method of introducing fuel and air into the combustion chamber 12 it is also possible to introduce fuel and air into the combustion chamber 12 from the fuel injection nozzle 11 as a premixed gas.
  • the liner 13 has a second wall 13B surrounding the first wall 13A, and between the first wall 13A and the second wall 13B, the first wall 13A or the second wall 13A.
  • a first air flow passage 15 is provided along which the cooling air A can flow along the wall 13B.
  • the inlet 15A of the cooling air A in the first air passage 15 is provided on the inlet 10A side of the combustor, and the outlet 15B of the cooling air A in the first air passage 15 is provided on the outlet 10B side of the combustor It is done.
  • the outlet 15B of the first air flow passage opens to the combustion chamber 12 toward the outlet 10B of the combustor.
  • the inlet 15A of the first air flow passage opens toward the inlet 10A of the combustor.
  • the cooling air A in the first air flow path 15 flows in the direction from the inlet 10A side of the combustor toward the outlet 10B side of the combustor and is less likely to flow into the recirculation flow.
  • a third wall 16A composed of the outer wall 16 of the combustor is provided around the second wall 13B. Between the second wall 13B and the third wall 16A, there is provided a second air flow passage 17 through which air flows toward the inlet 15A of the first air flow passage.
  • the inlet 17A of the second air flow passage 17 is provided closer to the outlet 10B of the combustor than the inlet 15A of the first air flow passage.
  • the fuel injection nozzle 11 is fixed to the outer wall 16 of the combustor.
  • the first wall 13A is closed so that the cooling air A does not flow from the outside into the combustion chamber 12 from the inlet 10A side of the combustor to the position where the flow of the combustion gas G1 is reversed.
  • the air A flowing into the combustion chamber 12 from the first air flow path 15 becomes difficult to dilute the fuel in the first combustion region C1, and it becomes easy to maintain the combustion under the fuel rich condition.
  • the liner 13 is provided with a second air inlet 18 closer to the outlet 10B of the combustor than the position where the flow of the combustion gas G1 is reversed in the first combustion region C1. Further, a combustion area C2 (hereinafter, referred to as a "second combustion area C2") is further formed on the outlet 10B side of the combustor than the first combustion area C1. The combustion gas G2 from the combustion chamber 12 is burned and cooled by the air A2 supplied from the second air inlet 18.
  • the air A2 supplied from the second air inlet 18 is preferably mixed with the combustion gas G2 of the second combustion zone C2 in order to lower the equivalence ratio of fuel to air. Further, air A2 supplied from the second air inlet 18 may be used for cooling the combustion gas G2 in order to suppress an excessive temperature rise of the combustion gas G2.
  • a second air inlet 18 is provided, and the first wall 13A surrounding the second combustion area C2 may be configured to be continuous with the second wall 13B surrounding the first air flow passage 15. .
  • the length L2 from the second air inlet 18 to the outlet 10B of the combustor is shorter than the length L1 from the inlet 10A to the second air inlet 18 of the combustor.
  • the residence time of the combustion gas G2 in the second combustion area C2 is shortened by relatively shortening the length of the second combustion area C2, and the combustion gas G2 is burned at a high temperature.
  • the ratio of L1 to the sum of L1 and L2 [L1 / (L1 + L2)] may be, for example, more than 1/2 and not more than 2/3 or more.
  • the fuel and air be mixed under the condition that the fuel becomes lean.
  • the fuel lean condition is that the equivalence ratio of fuel to air is less than 1.0. This promotes complete combustion of the fuel.
  • the combustion gas G2 generated in the second combustion zone C2 is discharged from the outlet 10B of the combustor along the central axis 12C of the combustion chamber 12.
  • the combustor 10 is a combustor for a gas turbine
  • kinetic energy of the combustion gas G2 released from the outlet 10B of the combustor is used for the rotation of the turbine.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view showing a combustor 20 of the second embodiment.
  • the combustor 20 according to the second embodiment generally includes a fuel injection nozzle 21 for injecting fuel toward the combustion chamber 22 and a liner 23 for forming the combustion chamber 22.
  • the liner 23 forms the combustion chamber 22.
  • First wall 23A first wall 23A.
  • the combustor 10 of the first embodiment has the first air flow passage 15 in the liner 13 as a mechanism for cooling the combustion chamber 12, but the combustor 20 of the second embodiment has a mechanism for cooling the combustion chamber 22. , At least one heat dissipation member 25 provided on the outer surface of the first wall 23A.
  • the configurations of the inlet 20A, the outlet 20B, the fuel injection nozzle 21, the first air inlet 24, the swirler 24S, and the second air inlet 28 in the second embodiment are the first embodiment, respectively. This corresponds to the inlet 10A, the outlet 10B, the fuel injection nozzle 11, the first air inlet 14, the swirler 14S, and the second air inlet 18 of the combustor 10, and thus the redundant description will be omitted.
  • the heat dissipating member 25 is, for example, a heat dissipating fin integrated with the outer surface of the liner 23.
  • the heat released from the heat dissipation member 25 may be discharged to the outside of the combustor 20 as, for example, radiant heat.
  • An air flow path can also be provided.
  • the cooling air does not flow into the combustion chamber 22 from the outside in the region where the heat dissipation member 25 is formed in the first wall 23A.
  • a third wall 26 ⁇ / b> A configured of the outer wall 26 of the combustor is provided around the heat dissipation member 25.
  • the third wall 26A is disposed to surround the first wall 23A and the at least one heat dissipation member 25.
  • a second air flow passage 27 communicating with the first air inlet 24 is provided between the first wall 23A and the heat radiation member 25 and the third wall 26A.
  • the inlet 27A of the second air passage 27 is provided closer to the outlet 10B of the combustor than the at least one heat radiating member 25.
  • the second air flow path 27 is a flow path through which the cooling air can flow.
  • the cooling air supplied through the second air flow path 27 may be heated in the second air flow path 27 by the heat released from the heat dissipation member 25.
  • the heat released from the heat radiating member 25 is returned to the combustion chamber 22, but uneven distribution of the high temperature region in the combustion chamber 22 can be suppressed.
  • FIG. 3 is a flowchart showing a first embodiment of the combustion method. The combustion method in the combustors 10 and 20 of the above embodiment will be described with reference to FIGS.
  • the first step S1 is a step of injecting the fuel F containing nitrogen into the combustion chambers 12 and 22 at the inlets 10A and 20A of the combustor and introducing the air A1 to burn the fuel F.
  • the fuel F is injected in the direction toward the first wall 13A, 23A surrounding the combustion chamber 12, 22 with respect to the central axis 12C, 22C of the combustion chamber and the air A1 is It flows along the inside of the walls 13A, 23A.
  • the fuel and air introduced into the combustion chambers 12 and 22 are configured such that the equivalent ratio of the fuel to air is 1.0 or more.
  • the flow of the combustion gas G1 burning in the combustion chamber 12, 22 flows from the inlet 10A, 20A side of the combustor to the outlet 10B, 20B side from the first wall 13A, 23A side, and further inverted to the combustion chamber
  • a first combustion zone C1 is formed which includes a recirculating flow returning along the central axes 12C, 22C to the inlets 10A, 20A of the combustor.
  • the second step S2 introduces air A2 from the first wall 13A, 23A at a position closer to the outlet 10B, 20B of the combustor than the position where the flow of the combustion gas G1 reverses in the first combustion region C1.
  • the combustion gas G1 burned in the first combustion zone C1 is further burned and cooled in the second combustion zone C2.
  • the fuel containing nitrogen is burned under fuel rich conditions, the inflow of cooling air is suppressed, and the combustion gas combustion and the combustion gas recirculation flow are carried out at high temperature. It can promote and suppress the formation of nitrogen oxides.
  • the unburned portion in the combustion gas G1 in the first combustion zone C1 can be further burned, and the obtained combustion gas G2 can be discharged from the outlets 10B and 20B of the combustor. .
  • cooling air is not introduced into the first combustion area C1 from the first walls 13A and 23A.
  • cooling air is not introduced into the first combustion area C1 from the first walls 13A and 23A.
  • the residence time of the gas combusted in the second step S2 is preferably shorter than the residence time of the gas combusted in the first step S1. Thereby, the formation of nitrogen oxides in the second combustion region C2 can be suppressed.
  • the fuel injection nozzles 11 and 21 are provided with the second fuel flow passages 11B and 21B provided in a direction inclined from the central axis 12C or 22C of the combustion chamber.
  • the flow direction is the direction F1 toward the first wall 13A, 23A.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view showing a fuel injection nozzle in the combustor of the third embodiment.
  • the fuel injection nozzle 31 is configured to inject the fuel F in the direction of at least the central axis 32 ⁇ / b> C of the combustion chamber 32.
  • a fuel flow passage 31A disposed on the central axis 32C of the combustion chamber or in parallel to the central axis 32C.
  • a direction change member 31B is disposed apart from the fuel injection nozzle 31 to change the flow direction F2 of the fuel toward the first wall 33A.
  • the flow of the fuel F introduced into the combustion chamber 32 does not easily impede the recirculation flow of the combustion gas G1 in the first combustion region C1.
  • the flow direction of the fuel F ejected from the fuel injection nozzle 31 is preferably at an angle of 30 ° to 80 ° in the radial direction with respect to the central axis 32C of the combustion chamber.
  • the surface of the direction change member 31B facing the fuel injection nozzle 31 may be a plane perpendicular to the central axis 32C of the combustion chamber, or may be a conical surface or a curved surface such as a spherical surface.
  • the configurations of the inlet 30A of the combustor, the combustion chamber 32, the liner 33, the first wall 33A, the first air inlet 34, the swirler 34S, and the outer wall 36 in the third embodiment are respectively the first or second In the embodiment, the inlets 10A and 20A of the combustors 10 and 20, the combustion chambers 12 and 22, the liners 13 and 23, the first walls 13A and 23A, the first air inlets 14 and 24, the swirlers 14S and 24S, and the outer wall Since these correspond respectively to 16, and 26, duplicate explanations are omitted. Further, components not shown in FIG. 4 are also the outlets 10B and 20B of the combustors 10 and 20 in FIG. 1 or FIG. 2, the first air flow passage 15 or the heat dissipation member 25, and the second air flow passage, respectively. 17, 27, the second air inlets 18, 28 and the like can be configured in the same manner.
  • a combustor capable of mono-combustion of ammonia and co-firing of ammonia and methane was produced on a trial basis.
  • the mixing ratio of methane and ammonia is expressed as the ratio of lower calorific value per unit time of ammonia to the lower calorific value per unit time of the whole fuel mixed with methane and ammonia, and here, “NH 3 ratio” Abbreviated.
  • the lower calorific value of ammonia is about 18.8 MJ / kg, and the lower calorific value of methane is about 50.0 MJ / kg.
  • Standard conditions (0 ° C., 1 atm) density in the ammonia about 0.77 kg / m 3, methane is about 0.72 kg / m 3.
  • the low heating value (kW) per unit time is obtained as 1/60 of the product of the low heating value (MJ / kg), the density (kg / m 3 ) and the volumetric flow rate (L / min) per unit mass.
  • the NH 3 ratio based on the lower calorific value corresponds to the flow ratio of ammonia one to one.
  • the flow rate of ammonia converted to the standard state (0 ° C., 1 atm) is 1000 L / min at maximum, and in this case, the lower calorific value per unit time is about 236 kW.
  • 1 atm is equal to 101325 Pa.
  • the combustor according to this embodiment has a structure substantially similar to that of the combustor 10 shown in FIG. 1, and the fuel injection nozzle 11 can be replaced with the fuel injection nozzle 31 shown in FIG. 4 as needed.
  • FIG. 5 is a graph showing an example of the analysis result of the components of the exhaust gas in the ammonia only burning state where the NH 3 ratio is 1.0.
  • the unit of flow rate in the horizontal axis, Nl / min, means the flow rate in liters per minute under standard conditions.
  • NOx nitrogen oxides
  • the concentration NO the shown together converted value when the oxygen concentration is 16 percent (16% O 2 conversion). This conversion value is defined as nitrogen oxide in exhaust gas or the concentration of a specific component among them Cs, oxygen concentration as Os, oxygen concentration in clean air as 21%, and oxygen concentration reference value On as 16%.
  • FIG. 6 is a graph showing an example of the results of measurement of the relationship between the low heating value (kW) per unit time of fuel and the NO concentration (ppm) in 16% O 2 conversion under various conditions.
  • Example 1 is the case where the fuel is injected from the fuel injection nozzle along the central axis of the combustion chamber in the range of NH 3 ratio of 0.5 to 1.0. This case corresponds to the case where the second fuel flow passage 11B is omitted in the fuel injection nozzle 11 of FIG. 1 or the case where the direction changing member 31B is omitted from the fuel injection nozzle 31 of FIG.
  • Example 2 in FIG. 1, the angle ⁇ between the central axis 12C of the combustion chamber and the second fuel passage 11B is 30 °, and the NH 3 ratio is in the range of 0.5 to 0.7. It is.
  • Example 3 in FIG. 1, the angle ⁇ between the central axis 12C of the combustion chamber and the second fuel flow passage 11B is 60 °, and the NH 3 ratio is in the range of 0.6 to 1.0. It is.
  • the angle ⁇ between the central axis 32C of the combustion chamber and the fuel flow direction F2 is about 80 °, and the NH 3 ratio is in the range of 0.4 to 1.0. is there.
  • Example 5 in FIG. 4, the angle ⁇ between the central axis 32C of the combustion chamber and the fuel flow direction F2 is about 80 °, and the NH 3 ratio is in the range of 0.4 to 0.7. is there.
  • Example 2 to 5 were able to almost halve the NO emission compared to Example 1.
  • the line of Q1 is corresponded to the ammonia flow volume required in order to produce electric power of 41.8 kW, making the number of rotations of a turbine into 75000 rpm.
  • the line of Q2 corresponds to an indication of the ammonia flow rate required to generate 50 kW of power. That is, in the practical range where the lower calorific value of the fuel is Q1 or more or Q2 or more, the effect of reducing the NO emission can be expected.
  • the combustor or the combustion method of the present embodiment can be expected to be applied to a gas turbine, a burner, a fuel cell-gas turbine hybrid system, a cogeneration system or the like.

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Abstract

窒素酸化物の生成を抑制することが可能な燃焼器および燃焼方法を提供する。燃焼室（１２）を形成する第１の壁（１３Ａ）と、燃焼器の入口（１０Ａ）に設けられ、窒素を含む燃料（Ｆ）を燃焼室（１２）に噴射する燃料噴射ノズル（１１）であって、燃料（Ｆ）が燃焼室の中心軸（１２Ｃ）に対して第１の壁（１３Ａ）の向かう方向に噴射されるように構成される、燃料噴射ノズル（１１）と、燃焼器の入口（１０Ａ）に設けられ、燃焼室（１２）に空気（Ａ１）を導入する空気導入口（１４）であって、空気（Ａ１）が第１の壁（１３Ａ）に沿って流れるように構成される、空気導入口（１４）と、を備え、燃焼室（１２）に導入される燃料および空気が、空気に対する燃料の当量比が１．０以上となるように構成される、燃焼器（１０）。

Description

燃焼器および燃焼方法
　本発明は、燃焼器および燃焼方法に関する。
　本出願は、２０１７年１０月３１日に日本に出願された特願２０１７－２１０６７２号に基づき、優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　近年、アンモニア等の窒素元素（Ｎ）を含む含窒素化合物を燃料として利用する研究が進められている。アンモニアは、水素元素（Ｈ）の割合が多く、炭素元素を含まず、燃焼時の主な生成物が水と窒素（Ｎ２）であることから、再生可能エネルギーにより生成した水素（Ｈ２）のキャリアとして、また、二酸化炭素の排出削減が可能な燃料としての応用が期待されている。
　特許文献１には、アンモニア含有ガスおよび硫化水素含有ガスを燃焼処理する際、硫化水素含有ガスを燃焼させる工程の前に窒素酸化物の還元工程を設ける処理方法が開示されている。特許文献２には、クラッキングを用いたアンモニアのガスタービン燃焼方法が開示されている。特許文献３には、アンモニアを燃料として廃棄通路内にＮＯｘ選択還元触媒が配置されたエンジンが開示されている。特許文献４には、一次燃焼域と二次燃焼域との間に絞り部が設けられ、一次燃焼域の周囲に冷却通路が設けられたガスタービン燃焼器が開示されている。
米国特許出願公開第２００６／１４１４１４号明細書 米国特許第３３１３１０３号明細書 欧州特許第２３７８０９６号明細書 日本国特開平９－１４５０５７号公報
　高温で含窒素化合物が燃焼すると、窒素酸化物（ＮＯｘ）が生成することから、窒素酸化物の排出削減が可能な技術が求められている。
　本発明は、上記事情に鑑みてなされたものであり、窒素酸化物の生成を抑制することが可能な燃焼器および燃焼方法を提供することを課題とする。
　本発明に係る実施態様は、次の燃焼器を提供する。
（１）燃焼器であって、
　燃焼室を形成する第１の壁と、
　前記燃焼器の入口に設けられ、窒素を含む燃料を前記燃焼室に噴射する燃料噴射ノズルであって、前記燃料が前記燃焼室の中心軸に対して前記第１の壁の向かう方向に噴射されるように構成されてなる、前記燃料噴射ノズルと、
　前記燃焼器の入口に設けられ、前記燃焼室に空気を導入する空気導入口であって、前記空気が前記第１の壁に沿って流れるように構成されてなる、前記空気導入口と、を備え、
　前記燃焼室に導入される前記燃料および前記空気が、前記空気に対する前記燃料の当量比が１．０以上となるように構成されてなる、前記燃焼器。
（２）前記当量比が１．０～１．２である、（１）記載の燃焼器。
（３）前記燃料噴射ノズルは、前記燃焼室の中心軸に対して径方向に３０°～８０°をなす角度に前記燃料を噴射するように構成されてなる、（１）または（２）記載の燃焼器。
（３Ａ）前記燃料噴射ノズルは、前記燃焼室の少なくとも中心軸方向に前記燃料を噴射するように構成されてなり、
　前記燃料の噴射方向に、前記燃料噴射ノズルと離隔して、前記燃料の流れ方向を前記燃焼器の第１の壁方向に変更する部材をさらに備えてなる、（１）または（２）記載の燃焼器。
（４）前記空気導入口に、前記燃焼室で前記空気の旋回流を形成するスワラをさらに備えてなる、（１）～（３）および（３Ａ）のうちいずれか一項記載の燃焼器。
（５）前記空気導入口は、前記燃料噴射ノズルに対して前記燃焼器の中心軸から離れる方向に配置されてなる、（１）～（４）および（３Ａ）のうちいずれか一項記載の燃焼器。
（６）前記第１の壁を囲む第２の壁であって、前記第１の壁と第２の壁との間に前記第１の壁の冷却用空気が流通可能な流路を有する、前記第２の壁をさらに備え、
　前記流路は、前記冷却用空気の入口が前記燃焼器の入口側に設けられ、その出口が前記燃焼器の出口側に前記燃焼室に前記燃焼器の出口に向けて開口されてなる、（１）～（５）および（３Ａ）のうちいずれか一項記載の燃焼器。
（７）前記第１の壁の外面に設けられた、少なくとも一つの放熱部材をさらに備えてなる、（１）～（６）および（３Ａ）のうちいずれか一項記載の燃焼器。
（８）前記第１の壁および前記少なくとも一つの放熱部材を囲む第３の壁であって、前記第１の壁と第３の壁との間に冷却用空気が流通可能な流路を有し、
　前記流路は前記冷却用空気の入口が前記燃焼器の出口側に設けられると共に前記空気導入口に連通し、前記冷却用空気が前記流路内で加熱されるように構成されてなる、（７）記載の燃焼器。
（９）前記燃焼室に、燃焼するガスが前記第１の壁寄りを前記燃焼器の入口側から出口側へ流れ、さらに反転して燃焼室の中心軸に沿って前記入口側に戻る再循環流を含む燃焼領域が形成され、
　前記燃焼器の入口から前記燃焼するガスの流れが反転する位置まで、前記第１の壁は外部から燃焼室へ前記冷却用空気が流入しないように閉塞されてなる、（１）～（８）および（３Ａ）のうちいずれか一項記載の燃焼器。
（１０）前記燃焼するガスの流れが反転する位置よりも前記燃焼器の出口側に、前記第１の壁に他の空気導入口をさらに備え、
　前記燃焼領域の前記燃焼器の出口側に他の燃焼領域が形成され、前記他の空気導入口から供給される空気によって、前記燃焼室からの燃焼ガスが燃焼および冷却されるように構成されてなる、（９）記載の燃焼器。
（１１）前記他の空気導入口から前記燃焼器の出口までの長さが、前記燃焼器の入口から前記他の空気導入口までの長さよりも短い、（１０）記載の燃焼器。
（１２）前記燃料がアンモニアを含む、（１）～（１１）および（３Ａ）のうちいずれか一項記載の燃焼器。
（１２Ａ）前記第１の壁は前記燃焼器のライナである、（１）～（１２）および（３Ａ）のうちいずれか一項記載の燃焼器。
　本発明に係る実施態様は、次の燃焼方法を提供する。
（１３）燃焼器における燃焼方法であって、
　前記燃焼器の入口において窒素を含む燃料を燃焼室に噴射するとともに空気を導入して燃焼する第１のステップであって、前記燃料が前記燃焼室の中心軸に対して前記燃焼室を囲む第１の壁に向かう方向に噴射されるとともに前記空気が第１の壁の内側に沿って流れ、前記燃焼室に導入される前記燃料および前記空気が、前記空気に対する前記燃料の当量比が１．０以上で、前記燃焼室の燃焼するガスの流れが前記第１の壁寄りを前記燃焼器の入口側から出口側へ流れ、さらに反転して燃焼室の中心軸に沿って前記入口側に戻る再循環流を含む第１の燃焼領域が形成される、前記第１のステップと、
　前記燃焼するガスの流れが反転する位置よりも前記燃焼器の出口側の位置で、前記第１の壁から空気を導入して前記第１の燃焼領域において燃焼したガスを第２の燃焼領域においてさらに燃焼し冷却する第２のステップと、を含む前記燃焼方法。
（１４）前記第１のステップにおいて、前記第１の壁に沿って冷却用空気を導入する工程をさらに備え、前記第１の壁から冷却用の空気が第１の燃焼領域に導入されないようにする、（１３）記載の燃焼方法。
（１５）前記第２のステップにおいて前記第２の燃焼領域における燃焼するガスの滞留時間は、前記第１のステップにおいて前記第１の燃焼領域における燃焼するガスの滞留時間よりも短い、（１３）または（１４）記載の燃焼方法。
　本発明によれば、窒素酸化物の生成を抑制することが可能な燃焼器および燃焼方法を提供することができる。
第１実施形態の燃焼器を示す断面図である。 第２実施形態の燃焼器を示す断面図である。 燃焼方法の第１実施形態を示すフローチャートである。 第３実施形態の燃焼器における燃料噴射ノズルを示す断面図である。 燃焼器における排出ガスの組成を例示するグラフである。 燃焼器における低位発熱量とＮＯ濃度との関係を例示するグラフである。
　以下、好適な実施形態に基づき、図面を参照して本実施形態を説明する。
　図１は、第１実施形態の燃焼器１０を示す断面図である。図１を参照するに、第１実施形態の燃焼器１０は、概略として、燃焼室１２に向けて燃料を噴射する燃料噴射ノズル１１と、燃焼室１２を形成するライナ１３とを含む。本実施形態の場合、ライナ１３は、燃焼室１２を形成する第１の壁１３Ａと、第１の壁１３Ａを囲む第２の壁１３Ｂを有する。
　燃焼器１０は、燃焼器の入口１０Ａと、燃焼器の出口１０Ｂとを有する。燃料噴射ノズル１１は、燃焼器の入口１０Ａに設けられている。燃焼室１２には、後に詳述するように、燃焼器の入口１０Ａ側には、第１の燃焼領域Ｃ１が構成され、燃焼器の出口１０Ｂ側には、第２の燃焼領域Ｃ２が形成される。
　燃焼器１０に導入される燃料Ｆは、窒素を含む。窒素を含む燃料として、例えばアンモニア等、窒素元素（Ｎ）を含む含窒素化合物が挙げられる。含窒素化合物として、窒素元素（Ｎ）と水素元素（Ｈ）との化合物、窒素元素（Ｎ）と水素元素（Ｈ）と炭素元素（Ｃ）との化合物、および、窒素元素（Ｎ）と水素元素（Ｈ）と酸素元素（Ｏ）との化合物等を含む群のいずれかから選択される、１種または２種以上が挙げられる。
　燃料Ｆはアンモニアを含む場合、実質的にアンモニアのみであってもよく、アンモニアにメタン、天然ガス、又は灯油等を混合したものでもよい。燃料Ｆは、窒素を含む燃料に加えて、窒素を含まない燃料を含んでもよい。窒素を含まない燃料として、水素、炭素等の無機物、炭化水素若しくはアルコール類等の有機化合物、又は、石炭若しくは石油等の化石燃料等が挙げられる。
　燃焼器の入口１０Ａ側の燃焼室１２には、燃料リッチとなる条件で燃料および空気が導入される。燃料リッチ条件とは、具体的には、空気に対する燃料の当量比が１．０以上である。好ましくは、空気に対する燃料の当量比が１．０～１．２である。これにより、窒素を含む燃料Ｆを燃焼させる場合に、含窒素化合物の非酸化的熱分解が促進され、含窒素化合物の酸化的燃焼による窒素酸化物の発生が抑制される。例えば、燃料Ｆに含まれる含窒素化合物がアンモニアである場合、アンモニアが窒素と水素に分解する割合を増加させることができる。
　燃焼室１２には、燃焼ガスＧ１が第１の壁１３Ａ寄りを、燃焼器の入口１０Ａ側から出口１０Ｂ側へ流れ、さらに反転して燃焼室の中心軸１２Ｃに沿って入口１０Ａ側に戻る再循環流を含む燃焼領域Ｃ１（以下、「第１の燃焼領域Ｃ１」と称する。）が形成される。
　これにより、燃料リッチで酸素不足となる条件でも、窒素を含む燃料の燃焼をより安定化することができる。
　燃料噴射ノズル１１は、窒素を含む燃料Ｆを燃焼室１２に噴射する。本実施形態の場合、燃料噴射ノズル１１は、燃料Ｆが燃焼室１２の中心軸１２Ｃに対して第１の壁１３Ａに向かう方向Ｆ１に噴射されるように構成されている。これにより、燃焼室１２に導入される燃料Ｆの流れが、第１の燃焼領域Ｃ１における燃焼ガスＧ１の再循環流を妨げにくくなる。なお、本実施形態では、燃料噴射ノズル１１から燃料Ｆを向かわせる先の第１の壁１３Ａは、燃焼器１０のライナ１３であるが、例えばライナ１３の内側に、別に第１の壁１３Ａを設けることも可能である。
　図１に示す例では、燃料噴射ノズル１１の内部には、燃焼室の中心軸１２Ｃ上に、または中心軸１２Ｃに平行に配置された第１の燃料流路１１Ａと、それに連通する中心軸１２Ｃに対して斜めに配置された第２の燃料流路１１Ｂが形成されている。この場合、燃料噴射ノズル１１から噴射された燃料の流れ方向Ｆ１は、燃焼室の中心軸１２Ｃと第２の燃料流路１１Ｂとがなす角度θにより調整することができる。燃料噴射ノズル１１から噴出される燃料Ｆは、第２の燃料流路１１Ｂの延長線上に噴射される。燃料噴射ノズル１１が、燃焼室の中心軸１２Ｃに対して径方向に３０°～８０°をなす角度に燃料Ｆを噴射するように構成されることが好ましい。
　本実施形態の場合、第１の燃料流路１１Ａは、燃焼室１２の中心軸１２Ｃ上に配置されている。また、第２の燃料流路１１Ｂは、燃焼室１２の中心軸１２Ｃから径方向に離れた位置に開口されている。１本の第１の燃料流路１１Ａから、複数本の第２の燃料流路１１Ｂが分岐してもよい。第２の燃料流路１１Ｂの本数は、特に限定されないが、例えば２～２０本、またはそれ以上でもよい。
　燃焼器の入口１０Ａには、燃焼室１２に空気を導入する第１の空気導入口１４が設けられている。燃焼器１０は、第１の空気導入口１４から導入された空気Ａ１が、第１の壁１３Ａに沿って流れるように構成されている。これにより、第１の燃焼領域Ｃ１の再循環流が促進され、第１の燃焼領域Ｃ１における燃焼ガスＧ１の滞留時間がより長くなり、燃焼が安定化する。第１の燃焼領域Ｃ１における再循環流をより促進するため、第１の空気導入口１４には、燃焼室１２で空気の旋回流を形成するスワラ１４Ｓを備えてもよい。なお、図１に示す燃焼器１０は、旋回流燃焼器にスワラを設けた態様であるが、同様の再循環流はブラフボディーなどでも実現できるので、本実施形態は旋回流燃焼器に限定されるものではない。
　本実施形態の場合、燃料噴射ノズル１１から導入された燃料Ｆと、第１の空気導入口１４から導入される空気Ａ１とを燃焼室１２内で拡散しながら混合する。第１の空気導入口１４は、燃料噴射ノズル１１に対して燃焼器の中心軸１２Ｃから離れる方向に配置されることが好ましい。これにより、燃料噴射ノズル１１から第１の壁１３Ａに向かう方向に噴射された燃料Ｆが、第１の空気導入口１４から導入された空気Ａ１と混合しやすくなる。
　なお、燃焼室１２に燃料と空気を導入する手法としては、予混合気として燃料噴射ノズル１１から燃焼室１２に燃料と空気を導入することも可能である。
　燃料と空気とが混合されて燃焼すると、燃焼室１２内が高温となる。高温では空気中に含まれる窒素と酸素が窒素酸化物に変換される割合が増加し、また、ライナ１３の耐熱性にも影響するため、燃焼室１２内の冷却を行うことが好ましい。本実施形態では、ライナ１３は、第１の壁１３Ａを囲む第２の壁１３Ｂを有し、第１の壁１３Ａと第２の壁１３Ｂとの間に、第１の壁１３Ａ又は第２の壁１３Ｂに沿って冷却用空気Ａが流通可能な第１の空気流路１５を有する。第１の空気流路１５における冷却用空気Ａの入口１５Ａが燃焼器の入口１０Ａ側に設けられ、第１の空気流路１５における冷却用空気Ａの出口１５Ｂが燃焼器の出口１０Ｂ側に設けられている。第１の空気流路の出口１５Ｂは、燃焼室１２に対し、燃焼器の出口１０Ｂに向けて開口している。これにより、第１の空気流路１５から燃焼室１２内に流入する空気Ａが第１の燃焼領域Ｃ１に流入しにくくなり、燃料リッチ条件での燃焼を維持しやすくなる。第１の空気流路の入口１５Ａは、燃焼器の入口１０Ａ側に向けて開口している。これにより、第１の空気流路１５における冷却用空気Ａが燃焼器の入口１０Ａ側から燃焼器の出口１０Ｂ側に向かう方向に流れ、再循環流に流入しにくくなる。
　図１に示す例では、第２の壁１３Ｂの周囲には、燃焼器の外壁１６から構成される第３の壁１６Ａが設けられている。第２の壁１３Ｂと第３の壁１６Ａとの間には、第１の空気流路の入口１５Ａに向けて空気が流れる第２の空気流路１７が設けられている。第２の空気流路１７の入口１７Ａは、第１の空気流路の入口１５Ａよりも燃焼器の出口１０Ｂ側に設けられている。燃料噴射ノズル１１は、燃焼器の外壁１６に固定されている。
　燃焼器の入口１０Ａ側から燃焼ガスＧ１の流れが反転する位置まで、第１の壁１３Ａは外部から燃焼室１２へ冷却用空気Ａが流入しないように閉塞されている。これにより、第１の空気流路１５から燃焼室１２内に流入する空気Ａが第１の燃焼領域Ｃ１における燃料を希釈しにくくなり、燃料リッチ条件での燃焼を維持しやすくなる。
　第１の燃焼領域Ｃ１における燃焼ガスＧ１の流れが反転する位置よりも燃焼器の出口１０Ｂ側に、ライナ１３は第２の空気導入口１８を備えている。また、第１の燃焼領域Ｃ１よりも燃焼器の出口１０Ｂ側には、さらに燃焼領域Ｃ２（以下、「第２の燃焼領域Ｃ２」と称する。）が形成されている。第２の空気導入口１８から供給される空気Ａ２によって、燃焼室１２からの燃焼ガスＧ２が燃焼および冷却される。
　第２の空気導入口１８から供給される空気Ａ２は、空気に対する燃料の当量比を下げるため、第２の燃焼領域Ｃ２の燃焼ガスＧ２に混合されることが好ましい。また、燃焼ガスＧ２の過度な温度上昇を抑制するため、第２の空気導入口１８から供給される空気Ａ２が、燃焼ガスＧ２の冷却に利用されてもよい。第２の空気導入口１８が設けられ、第２の燃焼領域Ｃ２を囲む第１の壁１３Ａは、第１の空気流路１５を囲む第２の壁１３Ｂから連続するように構成されてもよい。
　第２の空気導入口１８から燃焼器の出口１０Ｂまでの長さＬ２は、燃焼器の入口１０Ａから第２の空気導入口１８までの長さＬ１よりも短い。このように、第２の燃焼領域Ｃ２の長さが相対的に短くされていることにより、第２の燃焼領域Ｃ２における燃焼ガスＧ２の滞留時間が短くなり、燃焼ガスＧ２が高温で燃焼されても、窒素酸化物の生成を抑制することができる。Ｌ１とＬ２との合計に対するＬ１の比〔Ｌ１／（Ｌ１＋Ｌ２）〕は、例えば、１／２を超え、２／３以下またはそれ以上であってもよい。
　第２の燃焼領域Ｃ２においては、燃料リーンとなる条件で燃料および空気が混合されることが好ましい。燃料リーン条件とは、具体的には、空気に対する燃料の当量比が１．０未満である。これにより、燃料の完全燃焼が促進される。第２の燃焼領域Ｃ２で発生した燃焼ガスＧ２は、燃焼室１２の中心軸１２Ｃに沿って燃焼器の出口１０Ｂから放出される。燃焼器１０がガスタービン用燃焼器である場合には、燃焼器の出口１０Ｂから放出された燃焼ガスＧ２の運動エネルギーが、タービンの回転に利用される。燃焼器から排出されるガス中の窒素酸化物の程度に応じて、排ガスを脱硝触媒で処理することも可能である。
　燃焼器から排出されるガス中の窒素酸化物濃度が低いほど、脱硝触媒の利用規模を縮小することができ、好ましい。
　次に、第２実施形態の燃焼器について説明する。図２は、第２実施形態の燃焼器２０を示す断面図である。第２実施形態の燃焼器２０は、概略として、燃焼室２２に向けて燃料を噴射する燃料噴射ノズル２１と、燃焼室２２を形成するライナ２３とを含み、ライナ２３は、燃焼室２２を形成する第１の壁２３Ａを有する。
　第１実施形態の燃焼器１０は、燃焼室１２を冷却する機構として、ライナ１３に第１の空気流路１５を有するが、第２実施形態の燃焼器２０は、燃焼室２２を冷却する機構として、第１の壁２３Ａの外面に設けられた、少なくとも一つの放熱部材２５を備える。
　なお、第２実施形態における燃焼器２０の入口２０Ａ、出口２０Ｂ、燃料噴射ノズル２１、第１の空気導入口２４、スワラ２４Ｓ、および第２の空気導入口２８の構成は、それぞれ第１実施形態における燃焼器１０の入口１０Ａ、出口１０Ｂ、燃料噴射ノズル１１、第１の空気導入口１４、スワラ１４Ｓ、および第２の空気導入口１８に対応するので、重複する説明を省略する。
　放熱部材２５は、例えばライナ２３の外面に一体化された放熱フィンである。放熱部材２５から放出される熱は、例えば輻射熱として燃焼器２０の外部に排出されてもよい。第１の壁２３Ａに放熱部材２５が形成された領域には、第１実施形態の第１の空気流路１５と同様に、冷却用空気Ａ１を燃焼室２２内に導入するための第１の空気流路を設けることもできる。
　図２に示す例の場合、第１の壁２３Ａに放熱部材２５が形成された領域には、外部から燃焼室２２へ冷却用空気が流入しないように閉塞されている。例えば、燃焼室の中心軸２２Ｃに沿った方向で、入口２０Ａ側の第１の空気導入口２４と、出口２０Ｂ側の第２の空気導入口２８との間に空気の流入口がない構成である。これにより、冷却用空気が第１の燃焼領域Ｃ１における燃料を希釈しにくくなり、第１の燃焼領域Ｃ１における燃料リッチ条件での燃焼を維持する観点で有利である。
　図２に示す例では、放熱部材２５の周囲には、燃焼器の外壁２６から構成される第３の壁２６Ａが設けられている。第３の壁２６Ａは、第１の壁２３Ａおよび少なくとも一つの放熱部材２５を囲むように配置されている。第１の壁２３Ａおよび放熱部材２５と第３の壁２６Ａとの間には、第１の空気導入口２４に連通した第２の空気流路２７が設けられている。第２の空気流路２７の入口２７Ａは、少なくとも一つの放熱部材２５よりも燃焼器の出口１０Ｂ側に設けられている。第２の空気流路２７は、冷却用空気が流通可能な流路である。第２の空気流路２７を通じて供給される冷却用空気は、放熱部材２５から放出される熱により、第２の空気流路２７内で加熱されてもよい。この場合、放熱部材２５から放出される熱の少なくとも一部が燃焼室２２内に戻ってくることになるが、燃焼室２２内の高温領域の偏在を抑制することができる。
　図３は、燃焼方法の第１実施形態を示すフローチャートである。上記実施形態の燃焼器１０，２０における燃焼方法について、図１～３を参照して説明する。
　第１のステップＳ１は、燃焼器の入口１０Ａ，２０Ａにおいて窒素を含む燃料Ｆを燃焼室１２，２２に噴射するとともに空気Ａ１を導入して燃料Ｆを燃焼するステップである。
第１のステップＳ１においては、燃料Ｆが燃焼室の中心軸１２Ｃ，２２Ｃに対して燃焼室１２，２２を囲む第１の壁１３Ａ，２３Ａに向かう方向に噴射されるとともに空気Ａ１が第１の壁１３Ａ，２３Ａの内側に沿って流れる。また、燃焼室１２，２２に導入される燃料および空気が、空気に対する前記燃料の当量比が１．０以上となるように構成される。また、燃焼室１２，２２内で燃焼する燃焼ガスＧ１の流れが第１の壁１３Ａ，２３Ａ寄りを燃焼器の入口１０Ａ，２０Ａ側から出口１０Ｂ，２０Ｂ側へ流れ、さらに反転して燃焼室の中心軸１２Ｃ，２２Ｃに沿って燃焼器の入口１０Ａ，２０Ａ側に戻る再循環流を含む第１の燃焼領域Ｃ１が形成される。
　第２のステップＳ２は、第１の燃焼領域Ｃ１において燃焼ガスＧ１の流れが反転する位置よりも燃焼器の出口１０Ｂ，２０Ｂ側の位置で、第１の壁１３Ａ，２３Ａから空気Ａ２を導入して第１の燃焼領域Ｃ１において燃焼した燃焼ガスＧ１を第２の燃焼領域Ｃ２においてさらに燃焼し冷却する。
　この燃焼方法によれば、第１の燃焼領域Ｃ１において、燃料リッチ条件で窒素を含む燃料を燃焼させ、冷却用空気の流入を抑制して高温で燃焼ガスの燃焼と燃焼ガスの再循環流を促進し、窒素酸化物の生成を抑制することができる。また、第２の燃焼領域Ｃ２において、第１の燃焼領域Ｃ１における燃焼ガスＧ１中の未燃分をさらに燃焼し、得られた燃焼ガスＧ２を燃焼器の出口１０Ｂ，２０Ｂから排出することができる。
　第１のステップＳ１において、第１の壁１３Ａ，２３Ａから冷却用の空気が第１の燃焼領域Ｃ１に導入されないようにすることが好ましい。これにより、燃料リッチ条件で再循環する燃焼ガスＧ１への影響を抑制して、第１の燃焼領域Ｃ１における窒素酸化物の生成を抑制することができる。
　第２のステップＳ２において燃焼するガスの滞留時間は、第１のステップＳ１において燃焼するガスの滞留時間よりも短いことが好ましい。これにより、第２の燃焼領域Ｃ２における窒素酸化物の生成を抑制することができる。
　次に、燃料噴射ノズルにおいて、燃料の流れ方向を燃焼室の中心軸方向から変更する構成について説明する。上記実施形態の燃焼器１０，２０の場合、燃料噴射ノズル１１，２１は、燃焼室の中心軸１２Ｃ，２２Ｃから傾斜した方向に設けられた第２の燃料流路１１Ｂ，２１Ｂにより、燃料Ｆの流れ方向を第１の壁１３Ａ，２３Ａに向かう方向Ｆ１としている。これに対して、第３実施形態において、窒素を含む燃料Ｆを燃料噴射ノズルから噴射した後で、燃料の流れ方向を変更することも可能である。
　図４は、第３実施形態の燃焼器における燃料噴射ノズルを示す断面図である。図４を参照するに、第３実施形態の燃焼器の場合、燃料噴射ノズル３１は、燃焼室３２の少なくとも中心軸３２Ｃの方向に燃料Ｆを噴射するように構成されている。燃料噴射ノズル３１の内部には、燃焼室の中心軸３２Ｃ上に、または中心軸３２Ｃに平行に配置された燃料流路３１Ａが形成されている。燃料Ｆの噴射方向には、燃料噴射ノズル３１と離隔して、燃料の流れ方向Ｆ２を第１の壁３３Ａに向かう方向に変更する方向変更部材３１Ｂが配置されている。
　これにより、第１または第２実施形態と同様に、燃焼室３２に導入される燃料Ｆの流れが、第１の燃焼領域Ｃ１における燃焼ガスＧ１の再循環流を妨げにくくなる。燃料噴射ノズル３１から噴出される燃料Ｆの流れ方向は、燃焼室の中心軸３２Ｃに対して径方向に３０°～８０°をなす角度であることが好ましい。方向変更部材３１Ｂのうち燃料噴射ノズル３１に対向する面は、燃焼室の中心軸３２Ｃに垂直な平面でもよく、円錐面、又は球面等の曲面であってもよい。
　なお、第３実施形態における燃焼器の入口３０Ａ、燃焼室３２、ライナ３３、第１の壁３３Ａ、第１の空気導入口３４、スワラ３４Ｓ、および外壁３６の構成は、それぞれ第１または第２実施形態における燃焼器１０，２０の入口１０Ａ，２０Ａ、燃焼室１２，２２、ライナ１３，２３、第１の壁１３Ａ，２３Ａ、第１の空気導入口１４，２４、スワラ１４Ｓ，２４Ｓ、および外壁１６，２６にそれぞれ対応するので、重複する説明を省略する。
　また、図４に図示されていない構成要素も、それぞれ、図１または図２における燃焼器１０，２０の出口１０Ｂ，２０Ｂ、第１の空気流路１５または放熱部材２５、第２の空気流路１７，２７，第２の空気導入口１８，２８等と同様に構成することができる。
　以上、本実施形態を好適な実施形態に基づいて説明してきたが、本実施形態は上述の実施形態に限定されず、本実施形態の要旨を逸脱しない範囲で種々の改変が可能である。改変としては、各実施形態における構成要素の追加、置換、省略、又はその他の変更が挙げられる。また、２以上の実施形態に用いられた構成要素を適宜組み合わせることも可能である。
　以下、実施例をもって本実施形態を具体的に説明する。なお、本実施形態は、これらの実施例のみに限定されるものではない。
　本実施例では、アンモニアの専焼およびアンモニアとメタンとの混焼が可能な燃焼器を試作した。以下、メタンとアンモニアとの混合割合は、メタンとアンモニアとを混合した燃料全体の単位時間当たり低位発熱量に占めるアンモニアの単位時間当たり低位発熱量の比として表し、ここでは「ＮＨ３比」と略称する。
　アンモニアの低位発熱量は約１８．８ＭＪ／ｋｇ、メタンの低位発熱量は約５０．０ＭＪ／ｋｇである。標準状態（０℃、１ａｔｍ）における密度は、アンモニアが約０．７７ｋｇ／ｍ３、メタンが約０．７２ｋｇ／ｍ３である。単位質量当たり低位発熱量（ＭＪ／ｋｇ）と密度（ｋｇ／ｍ３）と体積流量（Ｌ／ｍｉｎ）との積の６０分の１として、単位時間当たり低位発熱量（ｋＷ）が得られる。上記のとおり、単位質量当たり低位発熱量および標準状態における密度は物質ごとに固有の定数であるから、低位発熱量に基づくＮＨ３比は、アンモニアの流量比と１対１に対応する。
　本実施例の燃焼器は、標準状態（０℃、１ａｔｍ）に換算したアンモニアの流量が最大で１０００Ｌ／ｍｉｎであり、この場合、単位時間当たり低位発熱量は約２３６ｋＷである。なお、１ａｔｍは、１０１３２５Ｐａに等しい。本実施例の燃焼器は、概ね図１に示す燃焼器１０と同様の構造であり、また必要に応じて燃料噴射ノズル１１を図４に示す燃料噴射ノズル３１に交換することが可能である。
　図５は、ＮＨ３比を１．０としたアンモニア専焼状態における排出ガスの成分の分析結果の一例を示すグラフである。横軸の流量の単位Ｎｌ／分は、標準状態における流量（リットル毎分）を意味する。図５を参照するに、排出される窒素酸化物（ＮＯｘ）の大部分が一酸化窒素（ＮＯ）であることが分かる。なお、図５には、ＮＯの濃度について、酸素濃度が１６％である場合の換算値（１６％Ｏ２換算）を併せて示す。この換算値は、排出ガス中の窒素酸化物またはそのうち特定の成分の濃度をＣｓ、酸素濃度をＯｓとし、清浄な空気中の酸素濃度を２１％とし、酸素濃度の基準値Ｏｎを１６％としたとき、Ｃ＝Ｃｓ×（２１－Ｏｎ）／（２１－Ｏｓ）で算出される濃度である。
　図６は、種々の条件において、燃料の単位時間当たり低位発熱量（ｋＷ）と、１６％Ｏ２換算によるＮＯ濃度（ｐｐｍ）との関係を測定した結果の一例を示すグラフである。
　例１は、ＮＨ３比が０．５～１．０の範囲内で、燃料を燃料噴射ノズルから燃焼室の中心軸に沿って噴射した場合である。この場合は、図１の燃料噴射ノズル１１において第２の燃料流路１１Ｂを省略した場合、あるいは図４の燃料噴射ノズル３１から方向変更部材３１Ｂを省略した場合に相当する。
　例２は、図１において、燃焼室の中心軸１２Ｃと第２の燃料流路１１Ｂとがなす角度θが３０°であり、ＮＨ３比が０．５～０．７の範囲内とした場合である。
　例３は、図１において、燃焼室の中心軸１２Ｃと第２の燃料流路１１Ｂとがなす角度θが６０°であり、ＮＨ３比が０．６～１．０の範囲内とした場合である。
　例４は、図４において、燃焼室の中心軸３２Ｃと燃料の流れ方向Ｆ２とがなす角度θが約８０°であり、ＮＨ３比が０．４～１．０の範囲内とした場合である。
　例５は、図４において、燃焼室の中心軸３２Ｃと燃料の流れ方向Ｆ２とがなす角度θが約８０°であり、ＮＨ３比が０．４～０．７の範囲内とした場合である。
　図６を参照するに、例１に比べて、例２～５はＮＯの排出量をほぼ半減することができたことが分かる。なお、図６において、Ｑ１の線は、タービンの回転数を７５０００ｒｐｍとして４１．８ｋＷの発電を行うのに必要なアンモニア流量に相当する。また、Ｑ２の線は、５０ｋＷの発電を行うのに必要なアンモニア流量の目安に相当する。つまり、燃料の低位発熱量がＱ１以上またはＱ２以上となる実用的な領域において、ＮＯの排出量を低減する効果が期待できる。
　本実施形態の燃焼器または燃焼方法は、ガスタービン、バーナー、燃料電池－ガスタービンハイブリッドシステム、又はコージェネレーションシステム等への応用が期待できる。
Ａ，Ａ１，Ａ２・・・空気
Ｃ１・・・第１の燃焼領域
Ｃ２・・・第２の燃焼領域
Ｆ・・・燃料
１０，２０・・・燃焼器
１０Ａ，２０Ａ，３０Ａ・・・燃焼器の入口
１０Ｂ，２０Ｂ・・・燃焼器の出口
１１，２１，３１・・・燃料噴射ノズル
１１Ａ，１１Ｂ，２１Ａ，２１Ｂ，３１Ａ・・・燃料流路
１２，２２，３２・・・燃焼室
１２Ｃ，２２Ｃ，３２Ｃ・・・燃焼室の中心軸
１３，２３，３３・・・ライナ
１３Ａ，２３Ａ、３３Ａ・・・第１の壁
１３Ｂ・・・第２の壁
１４，２４，３４・・・第１の空気導入口
１４Ｓ，２４Ｓ，３４Ｓ・・・スワラ
１５・・・第１の空気流路
１６Ａ，２６Ａ・・・第３の壁
１７，２７・・・第２の空気流路
１８，２８・・・第２の空気導入口
２５・・・放熱部材

Claims (15)

  1. 　燃焼器であって、
    　燃焼室を形成する第１の壁と、
    　前記燃焼器の入口に設けられ、窒素を含む燃料を前記燃焼室に噴射する燃料噴射ノズルであって、前記燃料が前記燃焼室の中心軸に対して前記第１の壁の向かう方向に噴射されるように構成されてなる、前記燃料噴射ノズルと、
    　前記燃焼器の入口に設けられ、前記燃焼室に空気を導入する空気導入口であって、前記空気が前記第１の壁に沿って流れるように構成されてなる、前記空気導入口と、を備え、
    　前記燃焼室に導入される前記燃料および前記空気が、前記空気に対する前記燃料の当量比が１．０以上となるように構成されてなる、前記燃焼器。
  2. 　前記当量比が１．０～１．２である、請求項１記載の燃焼器。
  3. 　前記燃料噴射ノズルは、前記燃焼室の中心軸に対して径方向に３０°～８０°をなす角度に前記燃料を噴射するように構成されてなる、請求項１または２記載の燃焼器。
  4. 　前記空気導入口に、前記燃焼室で前記空気の旋回流を形成するスワラをさらに備えてなる、請求項１～３のうちいずれか一項記載の燃焼器。
  5. 　前記空気導入口は、前記燃料噴射ノズルに対して前記燃焼器の中心軸から離れる方向に配置されてなる、請求項１～４のうちいずれか一項記載の燃焼器。
  6. 　前記第１の壁を囲む第２の壁であって、前記第１の壁と第２の壁との間に前記第１の壁の冷却用空気が流通可能な流路を有する、前記第２の壁をさらに備え、
    　前記流路は、前記冷却用空気の入口が前記燃焼器の入口側に設けられ、その出口が前記燃焼器の出口側に前記燃焼室に前記燃焼器の出口に向けて開口されてなる、請求項１～５のうちいずれか一項記載の燃焼器。
  7. 　前記第１の壁の外面に設けられた、少なくとも一つの放熱部材をさらに備えてなる、請求項１～６のうちいずれか一項記載の燃焼器。
  8. 　前記第１の壁および前記少なくとも一つの放熱部材を囲む第３の壁であって、前記第１の壁と第３の壁との間に冷却用空気が流通可能な流路を有し、
    　前記流路は前記冷却用空気の入口が前記燃焼器の出口側に設けられると共に前記空気導入口に連通し、前記冷却用空気が前記流路内で加熱されるように構成されてなる、請求項７記載の燃焼器。
  9. 　前記燃焼室に、燃焼するガスが前記第１の壁寄りを前記燃焼器の入口側から出口側へ流れ、さらに反転して燃焼室の中心軸に沿って前記入口側に戻る再循環流を含む燃焼領域が形成され、
    　前記燃焼器の入口から前記燃焼するガスの流れが反転する位置まで、前記第１の壁は外部から燃焼室へ前記冷却用空気が流入しないように閉塞されてなる、請求項６又は８に記載の燃焼器。
  10. 　前記燃焼するガスの流れが反転する位置よりも前記燃焼器の出口側に、前記第１の壁に他の空気導入口をさらに備え、
    　前記燃焼領域の前記燃焼器の出口側に他の燃焼領域が形成され、前記他の空気導入口から供給される空気によって、前記燃焼室からの燃焼ガスが燃焼および冷却されるように構成されてなる、請求項９記載の燃焼器。
  11. 　前記他の空気導入口から前記燃焼器の出口までの長さが、前記燃焼器の入口から前記他の空気導入口までの長さよりも短い、請求項１０記載の燃焼器。
  12. 　前記燃料がアンモニアを含む、請求項１～１１のうちいずれか一項記載の燃焼器。
  13. 　燃焼器における燃焼方法であって、
    　前記燃焼器の入口において窒素を含む燃料を燃焼室に噴射するとともに空気を導入して燃焼する第１のステップであって、前記燃料が前記燃焼室の中心軸に対して前記燃焼室を囲む第１の壁に向かう方向に噴射されるとともに前記空気が第１の壁の内側に沿って流れ、前記燃焼室に導入される前記燃料および前記空気が、前記空気に対する前記燃料の当量比が１．０以上で、前記燃焼室の燃焼するガスの流れが前記第１の壁寄りを前記燃焼器の入口側から出口側へ流れ、さらに反転して燃焼室の中心軸に沿って前記入口側に戻る再循環流を含む第１の燃焼領域が形成される、前記第１のステップと、
    　前記燃焼するガスの流れが反転する位置よりも前記燃焼器の出口側の位置で、前記第１の壁から空気を導入して前記第１の燃焼領域において燃焼したガスを第２の燃焼領域においてさらに燃焼し冷却する第２のステップと、を含む前記燃焼方法。
  14. 前記第１のステップにおいて、前記第１の壁に沿って冷却用空気を導入する工程をさらに備え、
    　前記第１の壁から前記冷却用空気が第１の燃焼領域に導入されないようにする、請求項１３記載の燃焼方法。
  15. 　前記第２のステップにおいて前記第２の燃焼領域における燃焼するガスの滞留時間は、前記第１のステップにおいて前記第１の燃焼領域における燃焼するガスの滞留時間よりも短い、請求項１３または１４記載の燃焼方法。
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