WO2019131429A1 - 燃焼器及びガスタービン - Google Patents

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combustion
combustor
turbine
fuel
acoustic
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PCT/JP2018/046964
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English (en)
French (fr)
Inventor
敬介 松山
佐藤　賢治
Original Assignee
三菱日立パワーシステムズ株式会社
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    • 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
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • 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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/44—Combustion chambers comprising a single tubular flame tube within a tubular casing

Definitions

  • the present invention relates to a combustor and a gas turbine.
  • Priority is claimed on Japanese Patent Application No. 2017-254568, filed Dec. 28, 2017, the content of which is incorporated herein by reference.
  • the combustor which comprises a gas turbine is provided in the vehicle interior inside into which the compressed air produced
  • the combustor generates high-temperature and high-pressure combustion gas inside a cylindrical combustion cylinder.
  • a plurality of combustors are disposed adjacent to each other in the circumferential direction of the turbine to which the combustion gas is supplied.
  • Patent Document 1 discloses a technique for suppressing combustion vibration generated during operation of a combustor by attaching an acoustic pipe to the combustor.
  • air column resonance may occur due to the reflection of sound waves in the flow path through which the combustion gas flows.
  • the air column resonance is generated when the backward wave and the traveling wave generated by the presence of the reflection boundary in the flow path interfere with each other.
  • combustion oscillation may occur in an acoustic mode in which a plurality of combustors are coupled.
  • the present invention provides a combustor and a gas turbine that can effectively suppress combustion vibration based on air column resonance.
  • a combustor includes a fuel nozzle for injecting a fuel, and an outlet through which a combustion gas generated by the combustion of the fuel circulates is connected to an inlet of a turbine at a downstream end.
  • a burner body having a combustion cylinder, an introduction pipe whose one end is connected to the outlet of the combustion cylinder from the outer peripheral side of the combustion cylinder, and the other end of the introduction pipe are connected to the flow passage in the introduction pipe
  • An acoustic device having a chamber that internally defines an acoustic space extending therefrom.
  • the acoustic impedance is significantly different between the space in the combustion cylinder having a relatively small flow passage cross-sectional area and the space in a turbine having a relatively large flow passage cross-sectional area.
  • an acoustic boundary between spaces having different acoustic impedances is a reflection boundary where the energy of a receding wave generated by reflecting the traveling wave is large. That is, the outlet of the combustion cylinder, which is the end of the combustor body, is a reflection boundary.
  • one end of the introduction pipe of the acoustic device is connected to the outlet of the combustion cylinder. Therefore, the acoustic impedance of the boundary can be directly adjusted.
  • the boundary can be made a non-reflecting boundary by bringing the acoustic impedance of the boundary closer to ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ c ( ⁇ is the density of the combustion gas and c is the velocity of the combustion gas) by an acoustic device.
  • ⁇ is the density of the combustion gas
  • c is the velocity of the combustion gas
  • a chamber having an acoustic space which is wider than the flow passage of the introduction pipe is connected to the other end of the introduction pipe.
  • the displacement of the fluid in the acoustic device due to the sound pressure introduced into the acoustic device is smaller compared to the field without the chamber.
  • the acoustic resistance of the acoustic device can be reduced. Therefore, the adjustment range of the acoustic impedance at the boundary by the acoustic device can be increased.
  • a fuel nozzle for injecting a fuel and an outlet through which a combustion gas generated by burning the fuel circulates and which is an end on the downstream side is connected to an inlet of a turbine
  • An inlet pipe whose one end is connected from the outer peripheral side of the combustor main body having the combustion cylinder and an area of 1 ⁇ 4 wavelength of the wavelength of the combustion vibration from the outlet to the upstream side of the combustion cylinder
  • an acoustic device having a chamber connected to the other end of the introduction tube to form an acoustic space in the inside of the flow passage in the introduction tube.
  • the sound pressure is relatively high, and the wavelengths of the combustion vibration are in the same phase range.
  • the introduction tube of the acoustic device is connected to such a region, adjustment of the acoustic impedance at the connection point is easy in design. By this, even in the case where a reflection boundary exists in the above-mentioned region in the combustion cylinder, the reflection boundary can be easily brought close to the non-reflection boundary.
  • a fuel nozzle for injecting a fuel, and an outlet through which a combustion gas generated by burning the fuel circulates and which is an end on the downstream side is connected to an inlet of a turbine
  • an acoustic device having a chamber connected to the other end of the introduction tube to form an acoustic space in the inside of the flow passage in the introduction tube.
  • ⁇ and c are not stable because the combustion reaction is performed in the combustion region in the combustion cylinder.
  • ⁇ and c become stable.
  • the introduction tube of the acoustic device is connected to such a region, adjustment of the acoustic impedance at the connection point is easy in design. That is, the acoustic impedance at the point where the acoustic device is connected can be easily brought close to cc.
  • the reflection boundary can be easily brought close to the non-reflection boundary.
  • a gas turbine according to an aspect of the present invention includes any one of the combustors described above and a turbine driven by combustion gas generated by the combustor.
  • a gas turbine has an annular flow passage centered on an axis, and has a first stage stator vane stage disposed in the flow passage, and a first static flow.
  • a turbine having a first moving blade stage disposed on the downstream side of a blade stage and rotating about the axis; and a plurality of combustors provided at intervals in the circumferential direction of the axis, It has a fuel nozzle for injecting a fuel, and a combustion cylinder through which a combustion gas generated by burning the fuel flows and an outlet which is a downstream end is connected to an inlet of the flow passage of the turbine
  • Acoustics having a chamber connected therein to form an acoustic space inside that extends from the flow path in the introduction tube And vice, may be provided with a.
  • the first-stage moving blade stage sharply increases the flow velocity of the combustion gas,
  • the acoustic impedance changes significantly.
  • reflective boundaries may be generated as acoustic boundaries in such areas.
  • one end of the introduction pipe of the acoustic device is connected to the region between the first stage stationary blade stage and the first stage moving blade stage. Therefore, the acoustic impedance of the boundary can be directly adjusted. This makes it possible to suppress the generation of the backward wave.
  • combustion vibration based on air column resonance can be effectively suppressed.
  • FIG. 1 is a partial longitudinal sectional view of a gas turbine having a combustor according to a first embodiment of the present invention. It is a 1st schematic diagram for demonstrating the theory of acoustic impedance adjustment of the gas turbine which has a combustor which concerns on 1st embodiment of this invention, Comprising: It is a figure which shows the case where the acoustic device is not provided.
  • the gas turbine 1 performs combustion by mixing and burning fuel with high-pressure air and a compressor 10 generating high-pressure air, a turbine 30 driven by combustion gas, and the like. And a combustor 40 for producing a gas.
  • the compressor 10 includes a compressor rotor 11 that rotates around an axis O, and a compressor casing 12 that covers the compressor rotor 11 from the outer peripheral side.
  • the compressor rotor 11 has a columnar shape extending along the axis O.
  • Each compressor blade stage 13 has a plurality of compressor blades 14 arranged on the outer peripheral surface of the compressor rotor 11 at intervals in the circumferential direction of the axis O.
  • the compressor casing 12 has a cylindrical shape centered on the axis O.
  • a plurality of compressor vane stages 15 arranged at intervals in the direction of the axis O are provided.
  • the compressor vane stages 15 are alternately arranged with respect to the above-described compressor rotor stages 13 as viewed from the direction of the axis O.
  • Each compressor vane stage 15 has a plurality of compressor vanes 16 arranged at intervals in the circumferential direction of the axis O on the inner circumferential surface of the compressor casing 12.
  • the turbine 30 has a turbine rotor 31 that rotates around an axis O, and a turbine casing 32 that covers the turbine rotor 31 from the outer peripheral side.
  • the turbine rotor 31 has a columnar shape extending along the axis O.
  • Each turbine blade stage 33 has a plurality of turbine blades arranged at intervals in the circumferential direction of the axis O on the outer circumferential surface of the turbine rotor 31.
  • the turbine rotor 31 is integrally connected to the compressor rotor 11 in the direction of the axis O to form the gas turbine rotor 2.
  • the turbine casing 32 has a cylindrical shape centered on the axis O.
  • On the inner peripheral surface of the turbine casing 32 a plurality of turbine vane stages 35 arranged at intervals in the direction of the axis O are provided.
  • the turbine stationary blade stages 35 are provided on the upstream side of the turbine moving blade stages 33 in one-to-one correspondence with the respective turbine moving blade stages 33.
  • the turbine stator blade stages 35 and the turbine rotor blade stages 33 are alternately arranged in the direction of the axis O.
  • Each turbine vane stage 35 includes a plurality of turbine vanes arranged on the inner circumferential surface of the turbine casing 32 in the circumferential direction of the axis O at intervals.
  • the turbine casing 32 is connected to the compressor casing 12 in the direction of the axis O to form the gas turbine casing 3. That is, the gas turbine rotor 2 described above is integrally rotatable around the axis O within the gas turbine casing 3.
  • the combustor 40 is provided in a vehicle interior space R formed inside a connection portion between the compressor casing 12 and the turbine casing 32 in the gas turbine casing 3.
  • a plurality of combustors 40 are provided in the circumferential direction of the axis O at intervals.
  • the combustor 40 of the present embodiment is composed of a combustor main body 41 and an acoustic device 50 connected to the combustor main body 41.
  • the combustor body 41 includes a nozzle support cylinder 42, a fuel nozzle 43 and a combustion cylinder 44.
  • the nozzle support cylinder 42 is a cylindrical member. The cylindrical end is fixed to the compressor casing 12.
  • the nozzle support cylinder 42 extends from the fixing point with the compressor casing 12 toward the inside of the vehicle interior space R.
  • the nozzle support cylinder 42 is disposed in a posture inclined so as to extend radially inward as it goes to one side in the direction of the axis O (right side in FIG. 2).
  • a communication portion capable of introducing high pressure air from the vehicle interior space R into the nozzle support cylinder 42 is formed at a portion of the nozzle support cylinder 42 on the fixing portion side with the compressor casing 12.
  • the fuel nozzle 43 is provided to be supported by the nozzle support cylinder 42 in the nozzle support cylinder 42.
  • the fuel nozzle 43 has a rod-like shape parallel to the extending direction of the nozzle support cylinder 42.
  • a plurality of fuel nozzles 43 are provided at intervals in the nozzle support cylinder 42.
  • the fuel nozzle 43 ejects the fuel introduced from the outside in the nozzle support cylinder 42.
  • a plurality of pilot nozzles 43a arranged at the center of the nozzle support cylinder 42 and a plurality of fuel nozzles 43 are arranged at intervals on the outer peripheral side of the pilot nozzle 43a in the circumferential direction of the nozzle support cylinder 42.
  • a plurality of main nozzles 43b are provided.
  • the combustion cylinder 44 is a tubular member.
  • the combustion cylinder 44 is provided at the downstream end of the nozzle support cylinder 42 (the end opposite to the fixing portion with the compressor casing 12) so as to communicate with the inside of the nozzle support cylinder 42.
  • the combustion cylinder 44 extends radially inward toward one side in the direction of the axis O.
  • the upstream end of the combustion cylinder 44 is connected to the nozzle support cylinder 42.
  • the downstream end of the combustion liner 44 is connected to the inlet of the turbine 30.
  • the portion including the downstream end of the fuel cylinder is bent along the axis O direction.
  • the upstream end of the combustion cylinder 44 has a circular cross-sectional shape.
  • the cross-sectional shape of the downstream end of the combustion cylinder 44 has a rectangular shape in which the sides extend in the circumferential direction and the radial direction of the axis O, respectively.
  • the cross-sectional shape of the combustion cylinder 44 gradually changes from a circular shape to a rectangular shape as going from the upstream side to the downstream side.
  • the high pressure air generated by the compressor 10 is introduced into the nozzle support cylinder 42 through the communication portion of the nozzle support cylinder 42. Then, the high pressure air and the fuel ejected from the fuel nozzle 43 are mixed in the nozzle support cylinder 42 to become a premixed gas. Then, the premixed gas is burned in the combustion cylinder 44 to generate the high-temperature and high-pressure combustion gas G.
  • the combustion gas G circulates in the combustion cylinder 44 toward the downstream side.
  • the combustion gas G is introduced into the turbine 30 with the downstream end of the combustion cylinder 44 as the outlet 45.
  • the outlet 45 of the combustion cylinder 44 is also the inlet of the turbine 30.
  • the acoustic device 50 is provided to be connected to the combustion cylinder 44 in the combustor main body 41.
  • the acoustic device 50 is a so-called cc chamber, and includes an introduction pipe 51 and a chamber 52.
  • the introduction tube 51 is a tubular member. One end of the introduction pipe 51 is connected to the combustion cylinder 44 from the outer peripheral side of the combustion cylinder 44.
  • the flow passage inside the introduction pipe 51 and the space inside the combustion cylinder 44 are in communication with each other. That is, the combustion cylinder 44 is formed with an opening that communicates inside and outside.
  • One end of the introduction pipe 51 is connected to the opening.
  • the flow passage cross-sectional area of the introduction pipe 51 is constant over the entire area in the extension direction.
  • one end of the introduction pipe 51 is connected to the outlet 45 of the combustion cylinder 44 from the outer peripheral side of the combustion cylinder 44.
  • One end of the introduction pipe 51 is connected to the combustion cylinder 44 so as to be in contact with the downstream end of the combustion cylinder 44.
  • a space inside the introduction pipe 51 is disposed at a position overlapping the outlet 45 of the combustion cylinder 44 when viewed from the radial direction of the axis O.
  • One end of the introduction pipe 51 is connected to a radially inner portion of the axis O on the outer peripheral surface of the combustion cylinder 44.
  • the introduction pipe 51 extends so as to bend from one end to the upstream side of the combustion cylinder 44.
  • the other end of the introduction pipe 51 is open to the upstream side of the combustion cylinder 44.
  • the chamber 52 is a box-like member whose inner space is an acoustic space.
  • the chamber 52 is connected to the other end of the introduction pipe 51.
  • the acoustic space of the chamber 52 and the flow passage in the introduction pipe 51 are in communication with each other via the other end of the introduction pipe 51.
  • the acoustic space in the chamber 52 is formed to extend from the flow passage in the introduction pipe 51.
  • the flow passage cross-sectional area of the introduction pipe 51 is used as a reference, the flow passage cross-sectional area rapidly increases when moving from the inside of the introduction pipe 51 into the acoustic space. That is, the flow passage cross-sectional area of the chamber 52 (the cross-sectional area orthogonal to the flow passage direction when the extension direction of the opening at the other end of the introduction tube 51 is the flow passage direction) is sufficiently larger than the introduction tube 51.
  • the volume of the chamber 52 is sufficiently larger than the volume of the introduction pipe 51.
  • the chamber 52 of the present embodiment is integrally fixed to a portion of the outer peripheral surface of the combustion cylinder 44 facing inward in the radial direction of the axis O.
  • the chamber 52 is fixed to a portion of the combustion tube 44 upstream of the introduction pipe 51.
  • the acoustic space of the chamber 52 and the space in the combustion cylinder 44 are not in direct communication with each other.
  • the acoustic space of the chamber 52 is in communication with the space in the combustion cylinder 44 only via the introduction pipe 51.
  • the compressor rotor 11 gas turbine rotor 2
  • the compressor rotor 11 gas turbine rotor 2
  • the external air is sequentially compressed to generate high pressure air.
  • the high pressure air is supplied into the combustor 400 through the space inside the compressor casing 12.
  • the fuel supplied from the fuel nozzle 4343 is mixed with the high pressure air and burned to generate the high temperature / high pressure combustion gas G.
  • the combustion gas G travels downstream in the combustion cylinder 44 and is introduced into the turbine 30 via the outlet 45 of the combustion cylinder 44.
  • the combustion gas G sequentially collides with the turbine stationary blade stage 34 and the turbine moving blade stage 33 to provide a rotational driving force to the turbine rotor 31 (the gas turbine rotor 2).
  • the rotational energy is used to drive a generator P or the like connected to the shaft end.
  • the combustion gas G passes through the turbine rotor blade stage 33 of the final stage and is discharged to the outside through the exhaust diffuser.
  • an acoustic boundary between spaces having different acoustic impedances is a reflection boundary where the energy of a receding wave generated by reflecting the traveling wave is large.
  • FIG. 3A when it is set as the structure which is not provided with the acoustic device 50 temporarily, let the exit 45 of the combustion cylinder 44 which is the terminal of the combustor main body 41 be a reflective boundary.
  • the reflection boundary can be brought close to the non-reflection boundary, whereby the generation of the backward wave can be suppressed. That is, as shown in FIG. 3B, the flow path cross-sectional area of the combustion cylinder 44 specific outlet 45 A 0, the acoustic impedance Z 0.
  • the cross-sectional area of the acoustic device 50 is A 1
  • the acoustic impedance is Z 1 .
  • the outlet 45 of the combustion cylinder 44 becomes a non-reflecting boundary.
  • ⁇ is the density of the combustion gas G
  • c is the velocity of the combustion gas G. Therefore, by designing the combustion device so that Z 01 approaches ⁇ c, the outlet 45 of the combustion cylinder 44 can be brought close to the non-reflecting boundary. As a result, the generation of the backward wave can be suppressed, and the generation of air column resonance and combustion vibration can be suppressed.
  • the acoustic impedance can generally be expressed as a sum of a real number and an imaginary number. Since the outlet 45 of the combustion cylinder 44 is open to a large space on the turbine side, the sound pressure is near zero and the imaginary part is also near zero. Therefore, it is possible to consider the Z 0 as a real number. Therefore, when designing the acoustic impedance Z 01 to be close to ⁇ ⁇ c, it is not necessary to consider the influence of the imaginary number of Z 0 . Therefore, design can be performed more easily.
  • the volume displacement ⁇ V of the fluid in the acoustic tube due to the introduced sound pressure is relatively large.
  • the acoustic resistance of the sound pressure introduced to the acoustic pipe becomes large depending on the frequency of the sound pressure. That is, as shown in FIG.
  • the acoustic impedance Z1 at the outlet 45 of the combustion cylinder 44 can be reduced.
  • the acoustic impedance Z1 can not be reduced if it deviates from the resonance frequency. That is, the application range is very narrow.
  • the other end of the introduction pipe 51 is connected to a chamber 52 having an acoustic space that is wider than the flow path of the introduction pipe 51. Therefore, the volume displacement ⁇ V of the fluid in the chamber 52 due to the sound pressure introduced into the acoustic device 50 is relatively small, and the acoustic resistance in the acoustic device 50 can be reduced. That is, as shown in FIG. 5B, it is possible to sound pressure not only around the resonance frequency, to reduce the acoustic impedance Z 1 of the outlet 45 in the combustor 40 in a wide range of frequencies. As a result, the adjustment range of the acoustic impedance can be increased, and a broader design can be performed.
  • the acoustic device 60 of the second embodiment includes the introduction pipe 61 and the chamber 62 similar to the introduction pipe 51 and the chamber 52 of the first embodiment. However, the connection point at one end of the introduction pipe 61 is different from that of the first embodiment.
  • one end of the introduction pipe 61 in the acoustic device 60 according to the second embodiment is a range of the extending direction of the combustion cylinder 44 in the quarter wavelength of the wavelength of the combustion vibration from the outlet 45 of the combustion cylinder 44 toward the upstream side. It is connected to the area A.
  • the region A in the combustion cylinder 44 has a relatively high sound pressure, and the wavelengths of the combustion oscillations are in the same phase range.
  • the acoustic device 70 of the third embodiment includes an introduction pipe 71 and a chamber 72 similar to the introduction pipe 51 and the chamber 52 of the first embodiment. However, the connection point at one end of the introduction pipe 71 is different from that of the first embodiment.
  • one end of the introduction pipe 71 of the acoustic device 70 of the third embodiment is a non-combustion area N on the downstream side of the combustion area C inside the combustion pipe 44 in the range of the extension direction of the combustion pipe 44 It is connected from the outer circumference side.
  • a portion on the downstream side of the combustion area C in the space inside the combustion cylinder 44 is a non-combustion area N where there is no combustion reaction.
  • the boundary between the combustion area C and the non-combustion area N is the flame front F at the end of the combustion reaction.
  • the acoustic device 80 according to the fourth embodiment includes an introduction pipe 81 and a chamber 82 similar to the introduction pipe 51 and the chamber 52 according to the first embodiment. However, the connection point at one end of the introduction pipe 81 is different from that of the first embodiment.
  • One end of the introduction pipe 81 of the acoustic device 80 of the fourth embodiment is directly connected in the flow path of the turbine 30.
  • the flow passage of the turbine 30 to which the outlet 45 of the combustion cylinder 44 is connected has an annular shape centered on the axis O.
  • the outlet 45 of the combustion cylinder 44 serves as the inlet of the flow passage of the turbine 30.
  • the first stage turbine stator blade stage 34 (first stage stator blade) provided in the flow path and the first stage immediately downstream of the turbine stator blade stage 34 of the first cross section
  • One end of the introduction pipe 81 is connected to the region between the turbine moving blade stage 33 (first stage moving blade).
  • one end of the introduction pipe 81 is connected from the radially inner side in the annular flow path of the turbine 30.
  • a part of the chamber 82 of the acoustic device 80 according to the fourth embodiment is provided in the vehicle interior space R without being fixed to the combustion cylinder 44.
  • the chamber 82 may be fixed to the combustion liner 44 as in the first to third embodiments.
  • the first stage turbine moving blade stage 33 produces combustion gas G
  • the flow velocity rises sharply. Therefore, the acoustic impedance greatly changes in the area.
  • reflective boundaries may be generated as acoustic boundaries in such areas.
  • one end of the introduction pipe 81 of the acoustic device 80 is connected to the region between the first stage turbine stationary blade stage 34 and the first stage turbine moving blade stage 33. Therefore, the acoustic impedance of the boundary can be directly adjusted. This makes it possible to suppress the generation of the backward wave.
  • the shapes of the introduction tube 51 and the chamber 52 in the acoustic devices 50, 60, 70, 80 are not limited to the configurations shown in the first to fourth embodiments. These shapes can be changed as appropriate.
  • combustion vibration based on air column resonance can be effectively suppressed.

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Abstract

燃焼器は、燃料を噴射する燃料ノズル、及び、前記燃料が燃焼することで生成される燃焼ガス（Ｇ）が流通するとともに下流側の端部である出口（４５）がタービンの入口に接続される燃焼筒（４４）を有する燃焼器本体（４１）と、前記燃焼筒（４４）の前記出口（４５）に該燃焼器（４０）の外周側から一端が接続された導入管（５１）、及び、該導入管（５１）の他端に接続されて該導入管（５１）内の流路から広がる音響空間を内側に形成するチャンバ（５２）を有する音響デバイス（５０）と、を備える。

Description

燃焼器及びガスタービン
　本発明は、燃焼器及びガスタービンに関する。
　本願は、２０１７年１２月２８日に日本に出願された特願２０１７－２５４５６８号について優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　ガスタービンを構成する燃焼器は、圧縮機によって生成された圧縮空気が導入される車室内部に設けられている。燃焼器は、筒状をなす燃焼筒の内部で高温かつ高圧の燃焼ガスを生成する。燃焼器は、燃焼ガスが供給されるタービンの周方向に複数個が互いに隣接するように配置されている。
　例えば特許文献１には、燃焼器に音響管を取り付けることによって、燃焼器の運転時に発生する燃焼振動を抑制する技術が開示されている。
特開２０１２－１７７５１７号公報
　ここで、燃焼器では、燃焼ガスが流通する流路内での音波の反射に起因する気柱共鳴が発生する場合がある。この気柱共鳴は、流路内に反射境界が存在することで生成される後退波と進行波とが互いに干渉することで発生する。気柱共鳴が発生すると、複数の燃焼器が連成した音響モードでの燃焼振動が発生する場合がある。
　本発明は、気柱共鳴に基づく燃焼振動を効果的に抑制することができる燃焼器及びガスタービンを提供する。
　本発明の一態様に係る燃焼器は燃料を噴射する燃料ノズル、及び、前記燃料が燃焼することで生成される燃焼ガスが流通するとともに下流側の端部である出口がタービンの入口に接続される燃焼筒を有する燃焼器本体と、前記燃焼筒の前記出口に該燃焼器の外周側から一端が接続された導入管、及び、該導入管の他端に接続されて該導入管内の流路から広がる音響空間を内側に形成するチャンバを有する音響デバイスと、を備える。
　一般に、相対的に流路断面積の小さい燃焼筒内の空間と相対的に流路断面積の大きいタービン内の空間とでは、音響インピーダンスが大きく異なる。このように音響インピーダンスが異なる空間の間の音響的な境界は、進行波が反射されることで生成される後退波のエネルギーが大きい反射境界とされる。即ち、燃焼器本体の末端である燃焼筒の出口は、反射境界とされる。
　本態様では、燃焼筒の出口に音響デバイスの導入管の一端が接続されている。そのため、上記境界の音響インピーダンスを直接的に調整することができる。特に、音響デバイスによって上記境界の音響インピーダンスをρｃ（ρは燃焼ガスの密度、ｃは燃焼ガスの速度）に近づけることによって、上記境界を無反射境界とすることができる。これによって、後退波の生成を抑えることができる。
　また、導入管の他端には該導入管の流路よりも広がる音響空間を有するチャンバが接続されている。そのため、音響デバイスに導入される音圧による該音響デバイス内の流体の変位は、チャンバを有していない場に比べて小さくなる。その結果、音響デバイスでの音響抵抗を小さくすることができる。そのため、該音響デバイスによる上記境界での音響インピーダンスの調整幅を大きくすることができる。
　本発明の一態様に係る燃焼器は、燃料を噴射する燃料ノズル、及び、前記燃料が燃焼することで生成される燃焼ガスが流通するとともに下流側の端部である出口がタービンの入口に接続される燃焼筒を有する燃焼器本体と、前記燃焼筒における前記出口から上流側に向かって燃焼振動の波長の１／４波長の領域に、該燃焼器の外周側から一端が接続された導入管、及び、該導入管の他端に接続されて該導入管内の流路から広がる音響空間を内側に形成するチャンバを有する音響デバイスと、を備えていてもよい。
　燃焼筒内における上記の領域は、比較的音圧が高く、かつ、燃焼振動の波長が同位相の範囲となる。このような領域に音響デバイスの導入管を接続する場合には、当該接続箇所での音響インピーダンスの調整が設計上容易である。これによって、燃焼筒内の上記領域に反射境界が存在する場合であっても、当該反射境界を無反射境界に容易に近づけることができる。
　本発明の一態様に係る燃焼器は、燃料を噴射する燃料ノズル、及び、前記燃料が燃焼することで生成される燃焼ガスが流通するとともに下流側の端部である出口がタービンの入口に接続される燃焼筒を有する燃焼器本体と、前記燃焼筒内における前記燃料の燃焼反応が起こる燃焼領域よりも下流側の非燃焼領域に、該燃焼器の外周側から一端が接続された導入管、及び、該導入管の他端に接続されて該導入管内の流路から広がる音響空間を内側に形成するチャンバを有する音響デバイスと、を備えていてもよい。
　燃焼筒内の燃焼領域では燃焼反応が行われているため上記ρ及びｃは安定しない。一方、燃焼領域の下流側、即ち、火炎面よりも下流側の非燃焼領域では、燃焼反応がないため、ρ及びｃが安定する。このような領域に音響デバイスの導入管を接続する場合には、当該接続箇所での音響インピーダンスの調整が設計上容易である。即ち、音響デバイスを接続した箇所における音響インピーダンスを容易にρｃに近づけることができる。これによって、燃料領域の下流側に反射境界が存在する場合には、当該反射境界を無反射境界に容易に近づけることができる。
　本発明の一態様に係るガスタービンは、上記いずれかの燃焼器と、前記燃焼器が生成する燃焼ガスによって駆動されるタービンと、を備える。
　本発明の一態様に係るガスタービンは、軸線を中心とした環状の流路を有し、該流路内に配置された第一段目の静翼段、及び、該第一段目の静翼段の下流側に配置されるとともに前記軸線回りに回転する第一段目の動翼段を有するタービンと、前記軸線の周方向に間隔をあけて複数が設けられた燃焼器であって、燃料を噴射する燃料ノズル、及び、前記燃料が燃焼することで生成される燃焼ガスが流通するとともに下流側の端部である出口が前記タービンの前記流路の入口に接続される燃焼筒を有する燃焼器と、前記タービンの前記流路における前記第一段目の静翼段と前記第一段目の動翼段の間に一端が接続された導入管、及び、該導入管の他端に接続されて該導入管内の流路から広がる音響空間を内側に形成するチャンバを有する音響デバイスと、を備えていてもよい。
　タービンの流路内における第一段目の静翼段と第一段目の動翼段との間の領域では、第一段目の動翼段により燃焼ガスの流速が急激に上昇するため、音響インピーダンスが大きく変化する。したがって、このような領域には音響的な境界として反射境界が生成される場合がある。
　本態様では、このような第一段目の静翼段と第一段目の動翼段の間の領域に音響デバイスの導入管の一端が接続されている。そのため、上記境界の音響インピーダンスを直接的に調整することができる。これによって、後退波の生成を抑えることができる。
　本発明によれば、気柱共鳴に基づく燃焼振動を効果的に抑制することができる。
本発明の第一実施形態に係る燃焼器を有するガスタービンの模式的な縦断面図である。 本発明の第一実施形態に係る燃焼器を有するガスタービンの部分的な縦断面図である。 本発明の第一実施形態に係る燃焼器を有するガスタービンの音響インピーダンス調整の理論を説明するための第一の模式図であって、音響デバイスを備えていない場合を示す図である。 本発明の第一実施形態に係る燃焼器を有するガスタービンの音響インピーダンス調整の理論を説明するための第一の模式図であって、音響デバイスを備えている場合を示す図である。 比較例の音響管における共鳴周波数と音響インピーダンスとの関係を示す図であって、音響デバイスを示す図である。 比較例の音響管における共鳴周波数と音響インピーダンスとの関係を示す図であって、音響インピーダンスの状態を示す図である。 第一実施形態の音響デバイスにおける共鳴周波数と音響インピーダンスとの関係を示す図であって、音響デバイスを示す図である。 第一実施形態の音響デバイスにおける共鳴周波数と音響インピーダンスとの関係を示す図であって、音響インピーダンスの状態を示す図である。 本発明の第二実施形態に係る燃焼器を有するガスタービンの部分的な縦断面図である。 本発明の第三実施形態に係る燃焼器を有するガスタービンの部分的な縦断面図である。 本発明の第四実施形態に係る燃焼器を有するガスタービンの部分的な縦断面図である。
　以下、本発明に係る第一実施形態について図１から図４を参照して詳細に説明する。
　図１に示すように、本実施形態に係るガスタービン１は、高圧空気を生成する圧縮機１０と、燃焼ガスによって駆動されるタービン３０と、高圧空気に燃料を混合して燃焼させることで燃焼ガスを生成する燃焼器４０とを備えている。
　圧縮機１０は、軸線Ｏ回りに回転する圧縮機ロータ１１と、圧縮機ロータ１１を外周側から覆う圧縮機ケーシング１２と、を有している。圧縮機ロータ１１は、軸線Ｏに沿って延びる柱状をなしている。圧縮機ロータ１１の外周面上には、軸線Ｏ方向に間隔をあけて配列された複数の圧縮機動翼段１３が設けられている。各圧縮機動翼段１３は、圧縮機ロータ１１の外周面上で軸線Ｏの周方向に間隔をあけて配列された複数の圧縮機動翼１４を有している。
　圧縮機ケーシング１２は、軸線Ｏを中心とする筒状をなしている。圧縮機ケーシング１２の内周面には、軸線Ｏ方向に間隔をあけて配列された複数の圧縮機静翼段１５が設けられている。これらの圧縮機静翼段１５は、上記の圧縮機動翼段１３に対して、軸線Ｏ方向から見て交互に配列されている。各圧縮機静翼段１５は、圧縮機ケーシング１２の内周面上で、軸線Ｏの周方向に間隔をあけて配列された複数の圧縮機静翼１６を有している。
　タービン３０は、軸線Ｏ回りに回転するタービンロータ３１と、タービンロータ３１を外周側から覆うタービンケーシング３２と、を有している。タービンロータ３１は、軸線Ｏに沿って延びる柱状をなしている。タービンロータ３１の外周面上には、軸線Ｏ方向に間隔をあけて配列された複数のタービン動翼段３３が設けられている。各タービン動翼段３３は、タービンロータ３１の外周面上で、軸線Ｏの周方向に間隔をあけて配列された複数のタービン動翼を有している。このタービンロータ３１は、上記の圧縮機ロータ１１に対して軸線Ｏ方向に一体に連結されることで、ガスタービンロータ２を形成する。
　タービンケーシング３２は、軸線Ｏを中心とする筒状をなしている。タービンケーシング３２の内周面には、軸線Ｏ方向に間隔をあけて配列された複数のタービン静翼段３５が設けられている。これらのタービン静翼段３５は、各タービン動翼段３３の上流側にこれら各タービン動翼段３３に一対一で対応するように設けられている。これにより、タービン静翼段３５とタービン動翼段３３は軸線Ｏ方向に交互に配置されている。各タービン静翼段３５は、タービンケーシング３２の内周面上で、軸線Ｏの周方向に間隔をあけて配列された複数のタービン静翼を有している。タービンケーシング３２は、上記の圧縮機ケーシング１２に対して軸線Ｏ方向に連結されることで、ガスタービンケーシング３を形成する。すなわち、上記のガスタービンロータ２は、このガスタービンケーシング３内で、軸線Ｏ回りに一体に回転可能とされている。
　次に燃焼器４０について図２を参照して説明する。燃焼器４０は、ガスタービンケーシング３における圧縮機ケーシング１２とタービンケーシング３２との連結部分の内側に形成された車室内空間Ｒ内に設けられている。燃焼器４０は、軸線Ｏの周方向に間隔をあけて複数が設けられている。本実施形態の燃焼器４０は、燃焼器本体４１と該燃焼器本体４１に接続された音響デバイス５０とから構成されている。
　燃焼器本体４１は、ノズル支持筒４２、燃料ノズル４３及び燃焼筒４４を有している。
　ノズル支持筒４２は、円筒状の部材である。該筒状の一端が圧縮機ケーシング１２に固定されている。ノズル支持筒４２は、圧縮機ケーシング１２との固定箇所から、車室内空間Ｒの内側に向かって延びている。ノズル支持筒４２は、軸線Ｏ方向一方側（図２における右側）に向かうに従って径方向内側に向かって延びるように傾斜した姿勢で配置されている。ノズル支持筒４２における圧縮機ケーシング１２との固定箇所側の部分には、車室内空間Ｒからノズル支持筒４２内に高圧空気を導入可能な連通部が形成されている。
　燃料ノズル４３は、ノズル支持筒４２内で該ノズル支持筒４２に支持されるように設けられている。燃料ノズル４３は、ノズル支持筒４２の延在方向に平行な棒状をなしている。燃料ノズル４３は、ノズル支持筒４２内で互いに間隔をあけて複数が設けられている。燃料ノズル４３は、外部から導入される燃料をノズル支持筒４２内で噴出する。本実施形態では燃料ノズル４３として、ノズル支持筒４２の中心に配置されたパイロットノズル４３ａ、及び、該パイロットノズル４３ａの外周側でノズル支持筒４２の周方向に間隔をあけて複数が配置された複数のメインノズル４３ｂが設けられている。
　燃焼筒４４は、筒状をなす部材である。燃焼筒４４は、ノズル支持筒４２の下流側の端部（圧縮機ケーシング１２との固定箇所とは反対側の端部）に該ノズル支持筒４２内に連通するように設けられている。燃焼筒４４は、ノズル支持筒４２と同様に、軸線Ｏ方向一方側に向かうに従って径方向内側に向かって延びている。燃焼筒４４の上流側の端部は、ノズル支持筒４２に接続されている。燃焼筒４４の下流側の端部は、タービン３０の入口に接続されている。燃料筒の下流側の端部を含む部分は、軸線Ｏ方向に沿うように屈曲している。
　燃焼筒４４の上流側の端部は、ノズル支持筒４２と同様に断面形状が円形をなしている。燃焼筒４４の下流側の端部の断面形状は、軸線Ｏの周方向及び径方向にそれぞれ辺が延びる矩形状をなしている。燃焼筒４４の断面形状は、上流側から下流側に向かうにしたがって、円形状から矩形状に徐々に遷移している。
　圧縮機１０で生成された高圧空気は、ノズル支持筒４２の連通部を介して該ノズル支持筒４２内に導入される。そして、当該高圧空気と燃料ノズル４３から噴出された燃料とがノズル支持筒４２内で混合されることで予混合ガスとなる。そして、燃焼筒４４内で予混合ガスが燃焼することで高温高圧の燃焼ガスＧが生成される。燃焼ガスＧは、燃焼筒４４内を下流側に向かって流通する。そして、燃焼ガスＧは、燃焼筒４４の下流側の端部を出口４５として、タービン３０に導入される。燃焼筒４４の出口４５はタービン３０の入口でもある。
　次に音響デバイス５０について説明する。音響デバイス５０は、燃焼器本体４１における燃焼筒４４に接続されるように設けられている。音響デバイス５０はいわゆるρｃチャンバであって、導入管５１及びチャンバ５２を有している。
　導入管５１は、管状をなす部材である。導入管５１の一端は、燃焼筒４４の外周側から燃焼筒４４に接続されている。導入管５１の内側の流路と燃焼筒４４の内側の空間とは互いに連通状態とされている。即ち、燃焼筒４４には内外を連通する開口が形成されている。当該開口に導入管５１の一端が接続されている。導入管５１の流路断面積は、延在方向の全域にわたって一定とされている。
　本実施形態では、導入管５１の一端は、燃焼筒４４の出口４５に該燃焼筒４４の外周側から接続されている。導入管５１の一端は、燃焼筒４４の下流側の端部に接するように該燃焼筒４４に接続されている。導入管５１の内部の空間は、軸線Ｏの径方向から見て燃焼筒４４の出口４５と重なる位置に配置されている。
　導入管５１の一端は燃焼筒４４の外周面における軸線Ｏの径方向内側の部分に接続されている。導入管５１は、一端から燃焼筒４４の上流側に屈曲するように延びている。導入管５１の他端は、燃焼筒４４の上流側に開口している。
　チャンバ５２は、内側の空間が音響空間とされた箱状の部材である。チャンバ５２は、導入管５１の他端に接続されている。チャンバ５２の音響空間と導入管５１内の流路とは導入管５１の他端を介して連通状態とされている。
　チャンバ５２における音響空間は、導入管５１内の流路から広がるように形成されている。導入管５１の流路断面積を基準とすると、導入管５１内から音響空間内に移行した際に流路断面積は急激に大きくなる。即ち、チャンバ５２の流路断面積（導入管５１の他端の開口の延長方向を流路方向とした場合に当該流路方向に直交する断面積）は、導入管５１よりも十分に大きい。チャンバ５２の容積は、導入管５１の容積よりも十分に大きい。
　本実施形態のチャンバ５２は、燃焼筒４４の外周面における軸線Ｏの径方向内側を向く部分に一体に固定されている。チャンバ５２は、導入管５１よりも燃焼筒４４の上流側の部分に固定されている。チャンバ５２の音響空間と燃焼筒４４内の空間とは直接的に連通していない。チャンバ５２の音響空間は、導入管５１を介してのみ、燃焼筒４４内の空間と連通されている。
　次に上記構成のガスタービン及び燃焼器４０の作用効果について説明する。
　ガスタービン１を運転するに当たっては、まず外部の駆動源によって圧縮機ロータ１１（ガスタービンロータ２）が回転駆動される。圧縮機ロータ１１の回転に伴って外部の空気が順次圧縮され、高圧空気が生成される。この高圧空気は、圧縮機ケーシング１２内部の空間を通じて燃焼器４００内に供給される。
　燃焼器本体４１の燃焼筒４４内では、燃料ノズル４３４３から供給された燃料が高圧空気に混合されて燃焼し、高温高圧の燃焼ガスＧが生成される。燃焼ガスＧは、燃焼筒４４内を下流側に進行し燃焼筒４４の出口４５を介してタービン３０内に導入される。タービン３０内では、タービン静翼段３４及びタービン動翼段３３に燃焼ガスＧが順次衝突することで、タービンロータ３１（ガスタービンロータ２）に対して回転駆動力が与えられる。この回転エネルギーは、軸端に連結された発電機Ｐ等の駆動に利用される。そして、燃焼ガスＧは、最終段のタービン動翼段３３を経て、排気ディフューザを介して外部に排出される。
　ここで一般に、相対的に流路断面積の小さい燃焼筒４４内の空間と相対的に流路断面積の大きいタービン３０内の空間とでは、音響インピーダンスが大きく異なる。このように音響インピーダンスが異なる空間の間の音響的な境界は、進行波が反射されることで生成される後退波のエネルギーが大きい反射境界とされる。図３Aに示すように、仮に音響デバイス５０を備えていない構成とした場合、燃焼器本体４１の末端である燃焼筒４４の出口４５は、反射境界とされる。このような反射境界が存在すると、燃焼筒４４内の下流側に向かって進む進行波が反射境界で反射することで進行波とは逆向きに進む後退波が発生する。そして、進行波と後退波とが互いに干渉することで気柱共鳴が発生する結果、複数の燃焼器４０が連成した音響モードでの燃焼振動が発生する場合がある。
　これに対して、本実施形態では音響デバイス５０が設けられているため、反射境界を無反射境界に近づけることができ、これによって後退波の発生を抑制できる。
　即ち、図３Bに示すように、燃焼筒４４固有の出口４５における流路断面積をＡ０、音響インピーダンスをＺ０とする。音響デバイス５０の断面積をＡ１、音響インピーダンスをＺ１とする。そして、音響デバイス５０が設けられたことによって変化した燃焼筒４４の出口４５における音響インピーダンスをＺ０１とすると、以下（１）式が成立する。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000001
　ここで、Ｚ０１の値がρｃとなれば、燃焼筒４４の出口４５は無反射境界となる。ここで、ρは燃焼ガスＧの密度、ｃは燃焼ガスＧの速度である。したがって、燃焼デバイスの設計を、Ｚ０１がρｃに近づくように設計を行うことで、燃焼筒４４の出口４５を無反射境界に近づけることができる。その結果、後退波の生成を抑え、気柱共鳴及び燃焼振動の発生を抑制することができる。
　なお、音響インピーダンスは一般的に実数と虚数との和をして表すことができる。燃焼筒４４の出口４５は、タービン側の広い空間に対して開とされているため、音圧はゼロに近く、虚数部もゼロに近くなる。したがって、上記Ｚ０を実数として見なすことができる。したがって、音響インピーダンスＺ０１をρｃに近づける設計をする際に、Ｚ０の虚数の影響を考慮する必要がない。そのため、設計をより容易に行うことができる。
　ここで仮に、例えば図４Ａに示すように、本実施形態の音響デバイス５０に変えて一様な断面形状（延在方向に直交する断面形状）の音響管１００を用いた場合、音響デバイス１００に導入される音圧による該音響管内の流体の体積変位ΔＶは、比較的大きなものとなる。このように音響管内の体積変位ΔＶが大きいと、音圧の周波数によっては音響管に導入される音圧の音響抵抗が大きくなる。即ち、図４Ｂに示すように、音圧が共鳴周波数（音響管の長さに対応する値）付近の場合には、燃焼筒４４の出口４５での音響インピーダンスＺ１を小さくできる。一方で、共鳴周波数から少しでも外れれば、音響インピーダンスＺ１を小さくすることはできない。即ち、適用範囲が非常に狭いものとなる。
　これに対して本実施形態では、図５Ａに示すように、導入管５１の他端には該導入管５１の流路よりも広がる音響空間を有するチャンバ５２が接続されている。そのため、音響デバイス５０に導入される音圧による該チャンバ５２内の流体の体積変位ΔＶは、比較的小さなものとなり、音響デバイス５０での音響抵抗を小さくすることができる。即ち、図５Ｂに示すように、音圧が共鳴周波数付近のみではなく、幅広い周波数の範囲において燃焼器４０で出口４５での音響インピーダンスＺ１を小さくすることができる。これによって、音響インピーダンスの調整幅を大きくすることができ、よりブロードな設計を行うことが可能となる。
　次に本発明の第二実施形態に係る燃焼器４０を備えたガスタービンについて図６を用いて説明する。第二実施形態では第一実施形態と同様の構成要素には、同一の符号を付して詳細な説明を省略する。
　第二実施形態の音響デバイス６０は、第一実施形態の導入管５１及びチャンバ５２と同様の導入管６１及びチャンバ６２を備えている。しかしながら、導入管６１の一端の接続箇所が第一実施形態とは相違する。
　即ち、第二実施形態の音響デバイス６０における導入管６１の一端は、燃焼筒４４の延在方向の範囲うち燃焼筒４４の出口４５から上流側に向かって燃焼振動の波長の１／４波長の領域Ａに接続されている。
　燃焼筒４４内における上記領域Ａは、比較的音圧が高く、かつ、燃焼振動の波長が同位相の範囲となる。このような領域Ａに音響デバイス６０の導入管６１を接続することにより、当該接続箇所での音響インピーダンスの調整が設計上容易である。即ち、領域Ａにおいては、音響デバイス６０を設けない場合の燃焼筒４４固有の音響インピーダンスの虚数の影響が小さい。そのため、音響インピーダンスＺ０１をρｃに近づける設計をする際に、Ｚ０の虚数の影響を考慮する必要がない。したがって、設計をより容易に行うことができる。
　次に本発明の第三実施形態に係る燃焼器４０を備えたガスタービンについて図７を用いて説明する。第三実施形態では第一実施形態と同様の構成要素には、同一の符号を付して詳細な説明を省略する。
　第三実施形態の音響デバイス７０は、第一実施形態の導入管５１及びチャンバ５２と同様の導入管７１及びチャンバ７２を備えている。しかしながら、導入管７１の一端の接続箇所が第一実施形態とは相違する。
　即ち、第三実施形態の音響デバイス７０の導入管７１の一端は、燃焼筒４４の延在方向の範囲のうち、該燃焼筒４４の内側の燃焼領域Ｃよりも下流側の非燃焼領域Ｎに外周側から接続されている。燃焼筒４４の内側の空間における燃焼領域Ｃよりも下流側の部分は、燃焼反応がない非燃焼領域Ｎとなる。また、燃焼領域Ｃと非燃焼領域Ｎとの境界は、燃焼反応の末端の火炎面Ｆとなる。
　燃焼筒４４内の燃焼領域Ｃでは燃焼反応が行われているため上記ρ及びｃは随時変動している。ρ及びｃの値は安定しない。一方、燃焼領域Ｃの下流側、即ち、火炎面Ｆよりも下流側の非燃焼領域Ｎでは、燃焼反応がないため、ρ及びｃが安定している。このような領域に音響デバイス７０の導入管７１を接続することにより、当該接続箇所での音響インピーダンスの調整を容易に行うことができる。即ち、燃焼筒４４における音響デバイス７０を接続した箇所の音響インピーダンスを容易にρｃに近づけることができる。これによって、燃料領域の下流側に反射境界が存在する場合には、当該反射境界を無反射境界に容易に近づけることができる。
　次に本発明の第四実施形態に係る燃焼器４０を備えたガスタービン１について図８を用いて説明する。第三実施形態では第一実施形態と同様の構成要素には、同一の符号を付して詳細な説明を省略する。
　第四実施形態の音響デバイス８０は、第一実施形態の導入管５１及びチャンバ５２と同様の導入管８１及びチャンバ８２を備えている。しかしながら、導入管８１の一端の接続箇所が第一実施形態とは相違する。
　第四実施形態の音響デバイス８０の導入管８１の一端は、タービン３０の流路内に直接的に接続されている。燃焼筒４４の出口４５が接続されるタービン３０の流路は、軸線Ｏを中心とした環状をなしている。燃焼筒４４の出口４５が、上記タービン３０の流路の入口となる。
　本実施形態では、当該流路に設けられた第一段目のタービン静翼段３４（第一段静翼）と該第一断面のタービン静翼段３４のすぐ下流側の第一段目のタービン動翼段３３（第一段動翼）との間の領域に、導入管８１の一端が接続されている。本実施形態では、タービン３０の環状の流路における径方向内側から導入管８１の一端が接続されている。
　なお、図８に示すように、第四実施形態の音響デバイス８０のチャンバ８２は、燃焼筒４４に固定されることなく、一部が車室内空間Ｒに設けられている。当該チャンバ８２が第一～第三実施形態同様、燃焼筒４４に固定されていてもよい。
　タービン３０の流路内における第一段目のタービン静翼段３４と第一段目のタービン動翼段３３との間の領域では、第一段目のタービン動翼段３３により燃焼ガスＧの流速が急激に上昇する。そのため、当該領域では、音響インピーダンスが大きく変化する。したがって、このような領域には音響的な境界として反射境界が生成される場合がある。
　本実施形態では、このような第一段目のタービン静翼段３４と第一段目のタービン動翼段３３との間の領域に音響デバイス８０の導入管８１の一端が接続されている。そのため、上記境界の音響インピーダンスを直接的に調整することができる。これによって、後退波の生成を抑えることができる。
　以上、本発明の実施の形態について説明したが、本発明はこれに限定されることなく、その発明の技術的思想を逸脱しない範囲で適宜変更可能である。
　例えば、音響デバイス５０，６０，７０，８０における導入管５１及びチャンバ５２の形状は第一～第四実施形態で示した構成に限定されることはない。これらの形状は適宜変更することが可能である。
　本発明によれば、気柱共鳴に基づく燃焼振動を効果的に抑制することができる。
１　　ガスタービン
２　　ガスタービンロータ
３　　ガスタービンケーシング
１０　圧縮機
１１　圧縮機ロータ
１２　圧縮機ケーシング
１３　圧縮機動翼段
１４　圧縮機動翼
１５　圧縮機静翼段
１６　圧縮機静翼
３０　タービン
３１　タービンロータ
３２　タービンケーシング
３３　タービン動翼段
３４　タービン静翼段
４０　燃焼器
４１　燃焼器本体
４２　ノズル支持筒
４３　燃料ノズル
４３ａ　　　 パイロットノズル
４３ｂ　　　 メインノズル
４４　燃焼筒
４５　出口
５０　音響デバイス
５１　導入管
５２　チャンバ
６０　音響デバイス
６１　導入管
６２　チャンバ
７０　音響デバイス
７１　導入管
７２　チャンバ
８０　音響デバイス
８１　導入管
８２　チャンバ
Ｏ　　軸線
Ｒ　　車室内空間
Ｇ　　燃焼ガス
Ａ　　領域
Ｃ　　燃焼領域
Ｎ　　非燃焼領域
Ｆ　　火炎面
Ｐ　　発電機

Claims (5)

  1. 　燃料を噴射する燃料ノズル、及び、前記燃料が燃焼することで生成される燃焼ガスが流通するとともに下流側の端部である出口がタービンの入口に接続される燃焼筒を有する燃焼器本体と、
    　前記燃焼筒の前記出口に該燃焼器の外周側から一端が接続された導入管、及び、該導入管の他端に接続されて該導入管内の流路から広がる音響空間を内側に形成するチャンバを有する音響デバイスと、
    を備える燃焼器。
  2. 　燃料を噴射する燃料ノズル、及び、前記燃料が燃焼することで生成される燃焼ガスが流通するとともに下流側の端部である出口がタービンの入口に接続される燃焼筒を有する燃焼器本体と、
    　前記燃焼筒における前記出口から上流側に向かって燃焼振動の波長の１／４波長の領域に、該燃焼器の外周側から一端が接続された導入管、及び、該導入管の他端に接続されて該導入管内の流路から広がる音響空間を内側に形成するチャンバを有する音響デバイスと、
    を備える燃焼器。
  3. 　燃料を噴射する燃料ノズル、及び、前記燃料が燃焼することで生成される燃焼ガスが流通するとともに下流側の端部である出口がタービンの入口に接続される燃焼筒を有する燃焼器本体と、
    　前記燃焼筒内における前記燃料の燃焼反応が起こる燃焼領域よりも下流側の非燃焼領域に、該燃焼器の外周側から一端が接続された導入管、及び、該導入管の他端に接続されて該導入管内の流路から広がる音響空間を内側に形成するチャンバを有する音響デバイスと、
    を備える燃焼器。
  4. 　請求項１から３のいずれか一項に記載の燃焼器と、
    　前記燃焼器が生成する燃焼ガスによって駆動されるタービンと、
    を備えるガスタービン。
  5. 　軸線を中心とした環状の流路を有し、該流路内に配置された第一段目の静翼段、及び、該第一段目の静翼段の下流側に配置されるとともに前記軸線回りに回転する第一段目の動翼段を有するタービンと、
    　前記軸線の周方向に間隔をあけて複数が設けられた燃焼器であって、燃料を噴射する燃料ノズル、及び、前記燃料が燃焼することで生成される燃焼ガスが流通するとともに下流側の端部である出口が前記タービンの前記流路の入口に接続される燃焼筒を有する燃焼器と、
    　前記タービンの前記流路における前記第一段目の静翼段と前記第一段目の動翼段の間に一端が接続された導入管、及び、該導入管の他端に接続されて該導入管内の流路から広がる音響空間を内側に形成するチャンバを有する音響デバイスと、
    を備えるガスタービン。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU212154U1 (ru) * 2022-04-06 2022-07-08 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Самарский государственный технический университет Теплообменная поверхность

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005527761A (ja) * 2001-09-07 2005-09-15 アルストム テクノロジー リミテッド ガスタービン装置の燃焼室脈動を低減する減衰装置
EP1722069A1 (en) * 2005-05-13 2006-11-15 Siemens Aktiengesellschaft Combustion turbine engine
JP2012177517A (ja) * 2011-02-25 2012-09-13 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 燃焼器
JP2012189270A (ja) * 2011-03-11 2012-10-04 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン
US20130195610A1 (en) * 2010-06-14 2013-08-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Noise-reduced turbomachine
JP2014085107A (ja) * 2012-10-24 2014-05-12 Alstom Technology Ltd 燃焼器移行部

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005527761A (ja) * 2001-09-07 2005-09-15 アルストム テクノロジー リミテッド ガスタービン装置の燃焼室脈動を低減する減衰装置
EP1722069A1 (en) * 2005-05-13 2006-11-15 Siemens Aktiengesellschaft Combustion turbine engine
US20130195610A1 (en) * 2010-06-14 2013-08-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Noise-reduced turbomachine
JP2012177517A (ja) * 2011-02-25 2012-09-13 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 燃焼器
JP2012189270A (ja) * 2011-03-11 2012-10-04 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン
JP2014085107A (ja) * 2012-10-24 2014-05-12 Alstom Technology Ltd 燃焼器移行部

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2784163C1 (ru) * 2022-04-05 2022-11-23 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Самарский государственный технический университет Теплообменная поверхность
RU212154U1 (ru) * 2022-04-06 2022-07-08 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Самарский государственный технический университет Теплообменная поверхность

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