WO2022230702A1 - ガスタービン燃焼器構造体 - Google Patents

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WO2022230702A1
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liner
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combustion gas
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宏樹 糟谷
正雄 伊東
保憲 岩井
優一 森澤
隆 佐々木
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東芝エネルギーシステムズ株式会社
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    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing

Definitions

  • Embodiments of the present invention relate to gas turbine combustor structures.
  • the combustor is inserted vertically above or below the outer casing. That is, the vertical silo combustor is positioned through the outer and inner casings at a 90 degree angle to the axial direction of the turbine rotor.
  • the combustor inlet conditions are very high pressure and high temperature. Under these conditions, when the premixed combustion method is adopted for the combustor of a supercritical CO2 gas turbine, the premixed gas before being injected into the combustion zone self-ignites in the premixed gas supply pipe. There is Therefore, the combustor of the supercritical CO2 gas turbine adopts the diffusion combustion method.
  • FIG. 13 is a longitudinal cross-sectional view of a vertical silo-type combustor structure 300 in a supercritical CO 2 gas turbine.
  • 14 is a diagram showing the XX section of FIG. 13.
  • Combustor structure 300 includes combustor 310 , aft liner 320 and scroll 330 .
  • Combustor structure 300 also includes a plurality of combustors 310 .
  • the combustor structure 300 is arranged through the outer casing 350 and the inner casing 355 from a direction perpendicular to the axial direction of the turbine rotor 340 .
  • a combustor casing 360 surrounding the combustor structure 300 is provided outside the outer casing 350 .
  • the other end of combustor casing 360 is closed with head plate 361 .
  • a sleeve 351 is provided between an outer casing 350 and an inner casing 355 through which the combustor structure 300 passes.
  • the combustor 310 includes a combustor liner 311 , a fuel supply section 312 and an oxidant supply section 313 .
  • the combustor liner 311 is composed of a tubular member that burns fuel and oxidant.
  • a side wall of the combustor liner 311 is provided with a plurality of introduction holes 311a for guiding the supercritical CO 2 flowing outside the combustor liner 311 to the inside.
  • the fuel supply section 312 supplies fuel into the combustor liner 311 .
  • the oxidant supply unit 313 supplies oxidant into the combustor liner 311 .
  • the oxidant supply section 313 is provided in an annular shape around the fuel supply section 312 .
  • An annular outlet 313a of the oxidant supply unit 313 is provided with a swirler 314 that forms a swirl flow of the oxidant in order to stabilize the flame and promote mixing of the fuel and the oxidant.
  • the swirling directions of the swirling flows formed by the swirlers 314 of the combustors 310 are set in the same direction.
  • each combustor liner 311 of each combustor 310 is fitted into the through hole 322 of the upstream end wall 321 provided at the upstream end of the rear liner 320 .
  • Each combustor liner 311 communicates with the interior of the rear liner 320 via a through hole 322 .
  • the rear liner 320 is a flow path that gathers the combustion gas discharged from the multiple combustors 310 and guides it to the scroll 330 while rectifying it.
  • Rear liner 320 is constructed of a tubular member, as shown in FIG. A side wall of the rear liner 320 is provided with a plurality of introduction holes 323 for guiding the supercritical CO 2 flowing outside the rear liner 320 inside.
  • the scroll 330 is a flow path that guides the combustion gas discharged from the rear liner 320 in the axial direction of the turbine rotor 340 and in the circumferential direction of the turbine rotor 340 .
  • the scroll 330 has a curved flow path portion 331 that guides the combustion gas discharged from the rear liner 320 in the axial direction of the turbine rotor 340, and a turbine rotor 340 that guides the combustion gas in the axial direction of the turbine rotor 340. and an annular channel portion 332 leading in the circumferential direction of the rotor 340 .
  • An outlet 333 of the annular flow path portion 332 faces the first-stage stationary blade 345.
  • the fuel supplied to the fuel supply section 312 and the oxidant supplied to the oxidant supply section 313 form a diffusion flame F within the combustor liner 311 and burn.
  • the flow of the oxidant into a swirling flow by the swirler 314 By turning the flow of the oxidant into a swirling flow by the swirler 314, the flow of the combustion gas inside the combustor liner 311 also becomes a swirling flow.
  • the swirling direction of the swirling flow of the combustion gas in the combustor liner 311 of each combustor 310 is indicated by solid arrows. As shown in FIG. 14, the swirling direction of the combustion gas in each combustor liner 311 is the same. Note that supercritical CO 2 as a cooling medium is introduced into combustor liner 311 through introduction hole 311 a of combustor liner 311 .
  • the combustion gas (including supercritical CO 2 ) discharged from each combustor liner 311 forms one swirling flow in the rear liner 320 and flows through the rear liner 320 .
  • the swirling direction of the swirling flow of the combustion gas within the rear liner 320 is indicated by a dashed arrow.
  • the swirl direction of the swirl flow in the rear liner 320 is the same as the swirl direction of the combustion gas in the combustor liner 311 .
  • the cooling medium, supercritical CO 2 is introduced into the rear liner 320 through the introduction holes 323 of the rear liner 320 .
  • the swirling flow of combustion gases (including supercritical CO 2 ) in aft liner 320 enters scroll 330 .
  • the combustion gas that has flowed into the curved passage portion 331 of the scroll 330 is deflected by approximately 90 degrees in the axial direction of the turbine rotor 340 .
  • the deflected combustion gas then flows into the annular flow path portion 332 .
  • the combustion gas that has flowed into the annular flow path portion 332 spreads in the circumferential direction of the turbine rotor 340 .
  • the combustion gas is jetted from the outlet 333 of the scroll 330 toward the first-stage stationary blades 345 .
  • the swirling flow of combustion gas discharged from the combustor 310 forms one swirling flow within the rear liner 320 . This swirling flow then flows inside the scroll 330 .
  • the problem to be solved by the present invention is to jet the combustion gas from the scroll outlet to the first-stage stator vanes at a substantially uniform velocity in the circumferential direction even when a swirling flow of the combustion gas is formed in the combustor. It is another object of the present invention to provide a gas turbine combustor structure capable of
  • the gas turbine combustor structure of the embodiment is arranged to penetrate the casing of the gas turbine in a direction perpendicular to the axial direction of the turbine rotor of the gas turbine.
  • This gas turbine combustor structure is composed of a plurality of combustors and a tubular body provided downstream of the plurality of combustors in a direction perpendicular to the axial direction of the turbine rotor. a rear liner that collects exhausted combustion gas and guides it downstream; and a rear liner that is connected to the downstream end of the rear liner and guides the combustion gas that is exhausted from the rear liner in the axial direction of the turbine rotor. and a scroll leading in the circumferential direction.
  • Each combustor includes a cylindrical combustor liner for combusting fuel and an oxidant, a fuel supply section provided at an upstream end of the combustor liner for supplying fuel into the combustor liner, and the fuel supply.
  • an oxidant supply unit that is annularly provided around the combustor liner and that supplies a swirling flow of oxidant into the combustor liner.
  • the plurality of combustors are composed of the combustor in which the swirl direction of the swirl flow of the oxidant is clockwise, and the downstream side of the oxidant supply section. and the combustor in which the swirl direction of the swirl flow of the oxidant is counterclockwise when viewed from above.
  • FIG. 1 is a system diagram of gas turbine equipment provided with a combustor structure according to a first embodiment
  • FIG. It is a figure which shows the longitudinal section of the combustor structure of 1st Embodiment.
  • FIG. 3 is a diagram showing a cross section taken along line AA of FIG. 2;
  • FIG. 3 is a view showing a BB cross section of FIG. 2;
  • FIG. 4 is a diagram schematically showing swirling flows of combustion gas within a closed curve in two adjacent combustors of the combustor structure of the first embodiment;
  • FIG. 14 is a diagram showing the pressure distribution of the main flow of combustion gas in the annular flow path portion of the scroll of the combustor structure of the first embodiment and the combustor structure of the comparative example shown in FIG.
  • FIG. 6 is a view showing a longitudinal section of a combustor structure according to a second embodiment
  • FIG. 6 is a view showing a longitudinal section of a combustor structure of a third embodiment
  • It is a figure which shows the longitudinal cross-section of the combustor structure of 4th Embodiment.
  • FIG. 10 is a view showing a CC cross section of FIG. 9
  • FIG. 11 is a view showing a longitudinal section of a combustor structure having another configuration according to the fourth embodiment
  • FIG. 11 is a view showing a longitudinal section of a combustor structure of a fifth embodiment
  • 1 shows a longitudinal section of a vertical silo-type combustor structure in a supercritical CO 2 gas turbine
  • FIG. FIG. 14 is a view showing the XX section of FIG. 13;
  • FIG. 1 is a system diagram of gas turbine equipment 8 having a combustor structure 1 according to the first embodiment.
  • the gas turbine equipment 8 includes a combustor structure 1, a fuel supply system 10, an oxygen supply system 20, a carbon dioxide circulation system 30, a turbine 40, a generator 41, and a heat exchange system. and a vessel 42 .
  • the combustor structure 1 functions as a gas turbine combustor structure.
  • the fuel supply system 10 supplies fuel to the combustor structure 1 .
  • the fuel supply system 10 has a pipe 11 .
  • This piping 11 is provided between a fuel supply source (not shown) and the combustor structure 1 . Further, the pipe 11 is provided with a flow control valve 12 for adjusting the flow rate of fuel.
  • hydrocarbons such as methane and natural gas are used as fuel.
  • fuel for example, coal gasification gas fuel containing carbon monoxide and hydrogen can be used.
  • the oxygen supply system 20 supplies oxygen to the combustor structure 1.
  • the oxygen supply system 20 has a pipe 21 .
  • This pipe 21 is provided between an air separation device (not shown) that separates oxygen from the atmosphere and the combustor structure 1 .
  • the pipe 21 is equipped with a flow control valve 22 that regulates the flow rate of oxygen. Further, the pipe 21 is equipped with a compressor 23 that pressurizes oxygen.
  • the flow control valve 22 is provided between the compressor 23 and the heat exchanger 42 .
  • the pipe 21 extends to the combustor structure 1 through the heat exchanger 42 . Since the flow control valve 22 is provided upstream of the heat exchanger 42 , high-temperature oxygen does not flow through the flow control valve 22 .
  • Oxygen separated from the atmosphere by an air separator flows through the pipe 21 .
  • the oxygen flowing through the pipe 21 is heated by passing through the heat exchanger 42 and supplied to the combustor structure 1 .
  • the carbon dioxide circulation system 30 circulates part of the combustion gas discharged from the turbine 40 to the combustor structure 1 .
  • the carbon dioxide circulation system 30 has a pipe 31 . This piping 31 is provided between the outlet of the turbine 40 and the combustor structure 1 .
  • the piping 31 is equipped with a condenser 32 that removes water vapor contained in the combustion gas.
  • the water vapor in the combustion gas passes through the condenser 32 and is condensed into water. Water is discharged to the outside through, for example, a pipe 36 .
  • the piping 31 is equipped with a compressor 33 that pressurizes the combustion gas from which water vapor has been removed in the condenser 32 to a critical pressure or higher.
  • the condenser 32 and the compressor 33 are provided in the piping 31 in the region through which the combustion gas cooled by the heat exchanger 42 flows.
  • the equivalence ratio here is an equivalence ratio calculated based on the fuel flow rate and the oxygen flow rate. In other words, it is the equivalence ratio (equivalence ratio in the overall) when it is assumed that the fuel and oxygen are uniformly mixed.
  • the component of the combustion gas (dry combustion gas) from which water vapor has been removed in the condenser 32 is mostly carbon dioxide. Therefore, the combustion gas from which water vapor has been removed is simply referred to as carbon dioxide.
  • the medium circulated through the combustor structure 1 is carbon dioxide.
  • the combustion gas from which water vapor has been removed may contain, for example, a trace amount of carbon monoxide of 0.2% or less. called.
  • carbon dioxide pressurized to a critical pressure or higher by the compressor 33 becomes a supercritical fluid.
  • the piping 31 is arranged so as to pass through the heat exchanger 42 twice. That is, the pipe 31 passes through the heat exchanger 42 once between the turbine 40 and the condenser 32 . The pipe 31 then passes through the heat exchanger 42 again between the compressor 33 and the combustor structure 1 .
  • the combustion gas discharged from the turbine 40 is cooled by passing through the heat exchanger 42. At this time, heat radiation from the combustion gas heats the oxygen flowing through the pipe 21 and the carbon dioxide circulating to the combustor structure 1 through the pipe 31 .
  • the pipe 31 branches between the compressor 33 and the heat exchanger 42 .
  • a pipe 34 branched from the pipe 31 is provided with a flow control valve 35 for adjusting the flow rate of carbon dioxide to be discharged to the outside.
  • the carbon dioxide discharged to the outside can be used, for example, in EOR (Enhanced Oil Recovery) employed at oil extraction sites.
  • one end side (combustor structure 1 side) of the pipe 11 for supplying fuel is branched into a plurality of branches.
  • Each branched pipe 11 is connected to each combustor 50 of the combustor structure 1 .
  • One end side (the combustor structure 1 side) of the pipe 31 for circulating the carbon dioxide to the combustor structure 1 is, for example, branched into a plurality.
  • Supercritical CO 2 supplied from a part of the branched pipe 31 is used to form an oxidant, which is a mixture of supercritical CO 2 and oxygen.
  • the remaining branched pipe 31 is used to introduce supercritical CO 2 around the combustor structure 1 as a cooling medium, as shown in FIG. 2, which will be described later.
  • One end side (the combustor structure 1 side) of the pipe 21 that supplies oxygen to the combustor structure 1 is branched into a plurality of branches.
  • One branched pipe 31 and one branched pipe 21 are connected to the oxidizer supply section 53 of each combustor 50 . Then, the oxygen introduced into the oxidant supply section 53 and the supercritical CO 2 are mixed to form a mixture. This air-fuel mixture is jetted into the combustor liner 51 as an oxidant.
  • the method of forming the air-fuel mixture is not limited to this method.
  • a mixing chamber made of a housing member having a space inside may be provided.
  • some of the branched pipes 31 and 21 are connected to the mixing chamber.
  • the air-fuel mixture formed in the mixing chamber is supplied to the oxidant supply section 53 of each combustor 50 through a pipe.
  • the pipe 31 may be branched between the heat exchanger 42 and the combustor structure 1, and the branched pipe may be connected to the pipe 21 through which oxygen flows.
  • This connecting portion is provided, for example, in the pipe 21 between the heat exchanger 42 and the combustor structure 1 .
  • the pipe 31 may be branched between the compressor 33 and the heat exchanger 42, and the branched pipe may be connected to the pipe 21 through which oxygen flows.
  • This connecting portion is provided, for example, in the pipe 21 between the flow control valve 22 and the heat exchanger 42 .
  • the pipe branched from the pipe 31 is provided with a flow control valve for adjusting the flow of supercritical CO 2 mixed with oxygen.
  • the turbine 40 is rotated by combustion gas discharged from the combustor structure 1 .
  • a generator 41 is connected to the turbine 40 .
  • FIG. 2 is a view showing a longitudinal section of the combustor structure 1 of the first embodiment.
  • FIG. 3 is a diagram showing a cross section along line AA of FIG.
  • FIG. 4 is a diagram showing a BB section of FIG. 2 to 4 are cross-sectional views of the combustor structure 1 installed in a gas turbine. Therefore, FIGS. 2 to 4 also show the configuration of, for example, the casing of the gas turbine. 2 and 3 show the configuration of the upper half. Here, an example in which the combustor structure 1 is provided on the upper half side is shown.
  • the combustor structure 1 is installed in a supercritical CO2 gas turbine that uses supercritical CO2 as the working fluid. Since the combustor structure 1 and the turbine 40 are operated under extremely high pressure conditions, the casing 80 has a double casing structure including an inner casing 90 and an outer casing 85, as shown in FIGS. be done.
  • the outer casing 85 is provided on the outer peripheral side of the inner casing 90 with a predetermined gap.
  • stationary blades 95 and moving blades 96 are alternately arranged in the axial direction of the turbine rotor 97 .
  • the stationary blade 95 is arranged between the inner ring side wall 95a and the outer ring side wall 95b.
  • the rotor blades 96 are provided on rotor wheels 98 of a turbine rotor 97 .
  • An outer wall 95c is provided on the outer periphery of the moving blade 96 with a gap from the tip of the moving blade 96. As shown in FIG.
  • the outer wall 95c may be configured by extending the outer ring side wall 95b in the axial direction of the turbine rotor 97, for example.
  • the combustor structure 1 includes a combustor 50, a rear liner 60, and a scroll 70.
  • the combustor structure 1 also includes a plurality of combustors 50 .
  • the number of combustors 50 to be arranged is determined, for example, based on the amount of heat that can be supplied from one combustor 50 and the amount of heat required for the supercritical CO 2 gas turbine.
  • the combustor structure 1 is arranged through the outer casing 85 and the inner casing 90 from a direction perpendicular to the axial direction of the turbine rotor 97, as shown in FIGS.
  • the combustor structure 1 is a so-called vertical silo type combustor structure.
  • an example of penetrating the combustor structure 1 from vertically above is shown.
  • a combustor casing 110 surrounding the combustor structure 1 is provided outside the outer casing 85 .
  • Combustor casing 110 is configured as a cylindrical casing that is open at both ends.
  • One end of the combustor casing 110 is fixed to the outer casing 85 .
  • the other end of combustor casing 110 is closed with head plate 111 .
  • the head plate 111 is provided with through holes (not shown) for drawing the pipes 21 , 31 , and 11 into the combustor casing 110 .
  • the outer casing 85 and the inner casing 90 are formed with through holes 86 and 91 through which the combustor structure 1 is passed.
  • a sleeve 100 is provided between an outer casing 85 and an inner casing 90 through which the combustor structure 1 passes.
  • the sleeve 100 prevents supercritical CO 2 as a cooling medium flowing around the combustor structure 1 from flowing out into the space between the outer casing 85 and the inner casing 90 .
  • the sleeve 100 is composed of, for example, a cylindrical member.
  • annular protrusion 92 is formed around the sleeve 100 with a gap from the sleeve 100 .
  • the ridge portion 92 protrudes toward the outer casing 85 side.
  • An annular seal ring 93 is fitted between the sleeve 100 and the ridge portion 92 .
  • the combustor 50 includes a combustor liner 51 , a fuel supply section 52 and an oxidant supply section 53 .
  • the combustor liner 51 is composed of a cylindrical member that burns fuel and oxidant. One end (upstream end) of the combustor liner 51 is closed with an upstream end wall 51a, and the other end (downstream end) is open.
  • the combustor liner 51 is composed of, for example, a cylindrical body extending linearly. Note that the combustor liner 51 may be configured by, for example, a partially curved tubular body.
  • the upstream end wall 51 a has an opening 51 b for providing the fuel supply portion 52 and the oxidant supply portion 53 .
  • upstream means upstream in the direction in which the combustion gas flows
  • downstream means downstream in the direction in which the combustion gas flows
  • the combustor liner 51 is arranged such that the central axis of the combustor liner 51 is perpendicular to the axial direction of the turbine rotor 97, for example.
  • the side wall of the combustor liner 51 is provided with a plurality of introduction holes 51c for guiding the supercritical CO 2 flowing outside the combustor liner 51 to the inside.
  • the supercritical CO 2 flowing outside the combustor liner 51 has the function of cooling the combustor liner 51 .
  • the introduction hole 51c is configured by, for example, a slit or a hole.
  • Combustor liner 51 is cooled, for example, by film cooling.
  • film cooling is applied, supercritical CO 2 as a cooling medium introduced from the introduction hole 51c forms a gaseous heat insulating film between the inner wall surface of the combustor liner 51 and the combustion gas. This prevents the inner wall surface of the combustor liner 51 from directly contacting the combustion gas.
  • the fuel supply unit 52 supplies fuel into the combustor liner 51 .
  • the fuel supply portion 52 is provided on the upstream end wall 51 a of the combustor liner 51 .
  • the fuel supply portion 52 is provided at the center of the upstream end wall 51a.
  • the fuel supply unit 52 is configured by, for example, a circular tube.
  • the fuel supply unit 52 is connected to the pipe 11 for supplying fuel.
  • the outlet 52a of the fuel supply section 52 functions as, for example, a fuel nozzle.
  • the outlet 52a is composed of, for example, a single-hole fuel injection hole or a multi-hole fuel injection hole.
  • the fuel is jetted into the combustor liner 51 from the outlet 52 a of the fuel supply section 52 .
  • the oxidant supply unit 53 supplies the oxidant into the combustor liner 51 .
  • the oxidizer supply portion 53 is provided on the upstream end wall 51 a of the combustor liner 51 .
  • the oxidant supply section 53 is provided around the fuel supply section 52 concentrically with the fuel supply section 52 and in an annular shape.
  • the annular oxidant supply section 53 is configured by, for example, providing a circular tube on the outer periphery of the fuel supply section 52 .
  • the fuel supply section 52 and the oxidant supply section 53 are configured with a double pipe structure.
  • the fuel is ejected from a central fuel ejection hole, and the oxidant is ejected from an annular channel formed around the central fuel ejection hole. That is, the combustor 50 employs a diffusion combustion method.
  • the annular outlet 53a of the oxidant supply unit 53 is provided with, for example, a swirler 55 that forms a swirling flow of the oxidant.
  • the swirler 55 has a plurality of blades circumferentially arranged in an annular passage. The vanes are arranged at a predetermined angle with respect to the axial direction of the annular passage.
  • a swirl flow having a circumferential velocity component is ejected into the combustor liner 51 .
  • mixing of the fuel and the oxidant is promoted in the combustor liner 51, and a stable flame is formed.
  • the plurality of combustors 50 are arranged at equal intervals on a predetermined circumference, for example.
  • 4 is a cross-sectional view of the combustor 50 viewed from the downstream side of the combustor liner 51.
  • the predetermined circumference is, for example, a circumference centered on the central axis of the combustor casing 110 or a circumference centered on the center of the opening (circular opening) at the upstream end of the rear liner 60 .
  • the swirl direction of the swirl flow of the oxidant supplied from the oxidant supply unit 53 is clockwise.
  • the combustor 50 in which the swirling direction of the swirling flow of the oxidant is clockwise when viewed from the downstream side of the oxidant supply unit 53 is referred to as the oxidant-clockwise combustor 50
  • the oxidant-counterclockwise combustor 50 the combustor 50 in which the swirling direction of the swirling flow of the oxygen is counterclockwise.
  • the multiple combustors 50 are configured with an even number of combustors 50 .
  • the arrangement configuration shown in FIG. 4 is configured such that the swirling directions of the swirling flow of the oxidant in the combustors 50 adjacent in the circumferential direction are opposite to each other. That is, the oxidant-clockwise combustors 50 and the oxidant-counterclockwise combustors 50 are alternately arranged in the circumferential direction.
  • the flow of combustion gas in the combustor liner 51 depends on the swirling direction of the oxidant. That is, the flow of the combustion gas in the combustor liner 51 becomes a swirling flow in the same swirling direction as the swirling direction of the swirling flow of the oxidant.
  • each combustor 50 in the rear liner 60 an even number of combustors 50 should be provided, half of which are oxidizer-clockwise combustors 50. , and the remaining half of the oxidizer-counterclockwise combustor 50 is preferred.
  • the swirler 55 provided in the oxidant supply section 53 of each combustor 50 have the same specifications such as the size and outlet angle.
  • the number of oxidizer-clockwise combustors 50 and the number of oxidizer-counterclockwise combustors 50 to be installed may be arbitrarily set.
  • each of the oxidant-clockwise combustor 50 and the oxidant-counterclockwise combustor 50 is included.
  • the ratio of the circumferential velocity component to the axial velocity component in the swirl flow of the oxidant in the combustor 50 may be increased.
  • the swirler 55 may be designed such that the clockwise and counterclockwise swirl flows interfere in the flow field of the combustion gas within the rear liner 60, canceling out each other's circumferential velocity components. preferable.
  • FIG. 4 shows an example in which the oxidizer-clockwise combustors 50 and the oxidizer-counterclockwise combustors 50 are alternately arranged in the circumferential direction.
  • each combustor 50 is arranged circumferentially. may be placed consecutively.
  • FIG. 4 shows an example in which a plurality of combustors 50 are arranged at equal intervals on a predetermined circumference, but the arrangement is not limited to this.
  • the multiple combustors 50 may be configured in multiple rows. For example, when arranging six combustors 50, three combustors 50 may be arranged in a straight line and arranged in two rows.
  • one combustor 50 described above includes one combustor liner 51 and one fuel-oxidizer supply mechanism 54 provided at the upstream end of this one combustor liner 51 . Then, as shown in FIG. 2, one diffusion flame F is formed on the downstream side of one fuel-oxidant supply mechanism 54 .
  • one fuel-oxidizer supply mechanism 54 may include a plurality of fuel supply units 52 and a plurality of oxidizer supply units 53 .
  • the swirl directions of the swirl flows supplied from the respective oxidant supply units 53 are set in the same direction.
  • each combustor liner 51 of each combustor 50 communicates with the inside of the rear liner 60 via a through hole 63 .
  • each combustor 50 is connected to the branched pipe 11 respectively.
  • the oxidant supply unit 53 of each combustor 50 is connected to, for example, the branched pipes 21 and 31 respectively.
  • oxygen and supercritical CO 2 introduced in the upstream portion of the oxidant supply section 53 are mixed while flowing through the oxidant supply section 53, and oxygen and supercritical CO 2 are mixed at the outlet 53a of the oxidant supply section 53.
  • the rear liner 60 is provided downstream of the multiple combustors 50, as shown in FIG.
  • the rear liner 60 is a flow path that gathers combustion gas discharged from the plurality of combustors 50 and directs it to the scroll 70 while rectifying it.
  • the rear liner 60 is, for example, composed of a tubular member extending in a direction perpendicular to the axial direction of the turbine rotor 97, as shown in FIGS. Further, the rear liner 60 has, for example, a channel portion in which the channel cross-sectional area gradually decreases toward the downstream side. Note that the shape of the rear liner 60 is not limited to this.
  • One end (upstream end) of the rear liner 60 is closed with a flat upstream end wall 61, and the other end (downstream end) is open.
  • the upstream end wall 61 has a plurality of through holes 63 communicating with the downstream end of each combustor liner 51 as described above. This through-hole 63 is formed in accordance with the position of the downstream end of each combustor liner 51 .
  • the other end (downstream end) of the rear liner 60 is connected to the upstream end of the scroll 70 .
  • a side wall of the rear liner 60 is provided with a plurality of introduction holes 62 for guiding the supercritical CO 2 flowing outside the rear liner 60 inside.
  • the supercritical CO 2 flowing outside this rear liner 60 has the function of cooling the rear liner 60 .
  • the configuration of the introduction hole 62 is the same as the configuration of the introduction hole 51c described above. Further, the effect of providing the introduction hole 62 is the same as the effect of providing the introduction hole 51c described above.
  • the scroll 70 is a flow path that guides the combustion gas discharged from the rear liner 60 in the axial direction of the turbine rotor 97 and in the circumferential direction of the turbine rotor 97 .
  • the scroll 70 includes a curved flow path portion 71 that guides the combustion gas discharged from the rear liner 60 in the axial direction of the turbine rotor 97 and a combustion flow path portion that guides the combustion gas in the axial direction of the turbine rotor 97 . and an annular flow path portion 72 that guides the gas in the circumferential direction of the turbine rotor 97 .
  • the upstream end of the curved channel portion 71 is connected to the downstream end of the rear liner 60 .
  • the bent flow path portion 71 is composed of a bent pipe that bends about 90 degrees in the axial direction of the turbine rotor 97 .
  • the outlet side of the curved flow path portion 71 has a configuration that widens in the circumferential direction of the turbine rotor 97 while being curved.
  • the bent channel portion 71 deflects the flow of the combustion gas discharged from the rear liner 60 by approximately 90 degrees. The deflected flow of combustion gas flows in the axial direction of the turbine rotor 97 .
  • the annular flow path portion 72 is composed of an annular tube provided to cover the circumference of the turbine rotor 97 . Note that the annular flow path portion 72 is configured, for example, by combining split structures composed of a semi-annular upper half portion and a lower half portion.
  • the annular flow path portion 72 widens the flow of combustion gas discharged from the curved flow path portion 71 in the circumferential direction of the turbine rotor 97 .
  • the combustion gas having velocity components in the axial direction of the turbine rotor 97 spreads uniformly in the circumferential direction of the turbine rotor 97 .
  • the outlet 73 of the annular flow path portion 72 faces the first-stage stationary blade 95.
  • the combustion gas flowing through the annular flow path portion 72 is jetted out from the outlet 73 toward the first-stage stationary blade 95 .
  • the outlet end of the annular flow path portion 72 is in contact with the upstream ends of the inner ring side wall 95a and the outer ring side wall 95b. As a result, the combustion gas ejected from the outlet 73 is guided to the first stage stationary blade 95 .
  • fuel is supplied to the combustor 50 of the combustor structure 1 through the pipe 11 .
  • Oxygen separated from the atmosphere is supplied to combustor 50 through piping 21 .
  • the oxygen is pressurized to a predetermined pressure by the compressor 23 .
  • the pressurized oxygen is heated by passing through heat exchanger 42 .
  • circulating supercritical CO 2 is supplied to the combustor structure 1 and combustor 50 through piping 31 . At this time, the supercritical CO 2 is heated by passing through the heat exchanger 42 .
  • the oxygen and supercritical CO 2 supplied to the combustor 50 are mixed and ejected as an oxidant into the combustion area within the combustor liner 51 .
  • the fuel and oxidant guided to the combustor 50 of the combustor structure 1 are combusted in the combustor liner 51 to become combustion gas. Since the operation of the combustor structure 1 will be described later, a detailed description thereof will be omitted here.
  • the combustion gas discharged from the combustor structure 1 is introduced into the turbine 40 .
  • Turbine 40 is rotated by combustion gases.
  • the generator 41 is driven by the rotation of the turbine 40 to generate electricity.
  • the combustion gas discharged from the combustor structure 1 here contains combustion products produced by fuel and oxygen and carbon dioxide circulating in the combustor structure 1 .
  • the combustion gas discharged from the turbine 40 is guided to the piping 31 and cooled by passing through the heat exchanger 42 .
  • the oxygen flowing through the pipe 21 and the carbon dioxide flowing through the pipe 31 and circulating to the combustor structure 1 are heated by heat radiation from the combustion gas.
  • the combustion gas that has passed through the heat exchanger 42 passes through the condenser 32 .
  • water vapor contained in the combustion gas is removed.
  • Water vapor in the combustion gas is condensed into water by passing through the condenser 32 .
  • Water is discharged to the outside through, for example, a pipe 36 .
  • Carbon dioxide is pressurized by a compressor 33 intervening in pipe 31 to become supercritical CO 2 .
  • Part of the carbon dioxide pressurized by the compressor 33 flows through the piping 31 and is circulated to the combustor structure 1 .
  • the supercritical CO 2 is heated to about 700° C., for example, by passing through the heat exchanger 42 .
  • the rest of the carbon dioxide pressurized by the compressor 33 is introduced into the pipe 34 branching from the pipe 31 .
  • the carbon dioxide introduced into the pipe 34 has its flow rate adjusted by the flow control valve 35 and is discharged to the outside.
  • FIG. 1 the action of the combustor structure 1 will be described with reference to FIGS. 2 and 3.
  • FIG. 2 the action of the combustor structure 1 will be described with reference to FIGS. 2 and 3.
  • combustors 50 are arranged on a predetermined circle at regular intervals, and oxidant-clockwise combustors 50 and oxidant-counterclockwise combustors 50 are arranged around the circle. A case where they are arranged alternately in the direction will be described as an example.
  • the fuel supplied from the pipe 11 to the fuel supply section 52 is jetted into the combustor liner 51 from the outlet 52a.
  • the oxygen supplied from the pipe 21 to the oxidant supply unit 53 and the supercritical CO 2 supplied from the pipe 31 to the oxidant supply unit 53 are mixed in the oxidant supply unit 53, and are discharged into the combustor liner 51 from the outlet 53a. is ejected to. At this time, a swirling flow is formed by the supercritical CO 2 passing through the swirler 55 provided at the outlet 53a.
  • the mixture of fuel and oxidant in the combustor liner 51 is ignited by an ignition device (not shown) and combustion begins.
  • An ignition device is provided in each combustor 50 .
  • each combustor 50 the swirling flow of the oxidant promotes mixing of the fuel and the oxidant.
  • the swirling flow of the oxidant forms a recirculation zone in the combustion zone to form a stable flame.
  • the flow of combustion gas in the combustor liner 51 becomes a swirling flow in the same swirling direction as the swirling direction of the swirling flow of the oxidant. That is, when viewed in the circumferential direction, a swirling flow of combustion gas with swirling directions alternately opposite to each other is discharged from the combustor liner 51 to the rear liner 60 .
  • the combustion reaction is completed within the combustor liner 51. Therefore, the combustion gas discharged from the outlet of the combustor liner 51 does not contain oxygen and fuel, and is composed mostly of carbon dioxide and water vapor.
  • the supercritical CO 2 supplied to the periphery of the combustor structure 1 from the pipe 31 passes through the introduction hole 51c of the combustor liner 51 and is introduced into the combustor liner 51 as a cooling medium.
  • the supercritical CO 2 introduced into the combustor liner 51 is discharged from the outlet of the combustor liner 51 together with the combustion gas and flows into the rear liner 60 .
  • Combustion gases (including supercritical CO 2 ) discharged from combustor liner 51 of each combustor 50 flow in aft liner 60 toward scroll 70 .
  • the supercritical CO 2 supplied from the pipe 31 to the periphery of the combustor structure 1 passes through the introduction hole 62 of the rear liner 60 and is introduced into the rear liner 60 as a cooling medium.
  • Supercritical CO 2 introduced into aft liner 60 flows into scroll 70 with the combustion gases.
  • the combustion gas (including supercritical CO 2 ) that has flowed into the curved passage portion 71 of the scroll 70 is deflected by approximately 90 degrees in the axial direction of the turbine rotor 97 .
  • the deflected combustion gas flows into the annular flow path portion 72 .
  • the combustion gas that has flowed into the annular flow path portion 72 spreads in the circumferential direction of the turbine rotor 97 .
  • the flow of combustion gas flowing into the scroll 70 is a flow that has almost no circumferential velocity component. Therefore, the flow that spreads from the curved channel portion 71 to the annular channel portion 72 spreads uniformly in the left-right direction (clockwise direction and counterclockwise direction) of the annular channel portion 72 in the cross section shown in FIG. 3, for example. As a result, the combustion gas flow has a substantially uniform velocity distribution within the annular flow path of the annular flow path portion 72 surrounding the turbine rotor 97 .
  • the combustion gas is jetted from the outlet 73 of the scroll 70 toward the first stage stationary blade 95 .
  • the combustion gas is jetted out from the annular outlet at a substantially uniform velocity in the circumferential direction.
  • the combustion gas that has flowed through the combustor structure 1 is guided to the turbine 40 to operate the turbine 40 .
  • the circulation ⁇ (circulation) around the closed curve S the value obtained by line-integrating the velocity component Vs in the direction along this closed curve for the entire circumference of this closed curve.
  • Circulation ⁇ is defined by the following equation (1).
  • combustors 50 in which the swirling direction of the swirling flow of the combustion gas is counterclockwise are alternately arranged in the circumferential direction.
  • combustion gas-clockwise combustor 50 in which the swirling direction of the swirling flow of the combustion gas is clockwise when viewed from the downstream side of the combustor 50
  • combustion gas-counterclockwise combustor 50 in which the swirling direction of the flow is counterclockwise
  • combustion gas-counterclockwise combustor 50 means the oxidant-counterclockwise combustor 50.
  • the same combustor 50 is meant.
  • FIG. 5 is a diagram schematically showing swirling flows of combustion gas within a closed curve in two adjacent combustors 50 of the combustor structure 1 of the first embodiment.
  • the two combustors 50 one is a combustion gas-clockwise combustor 50 and the other is a combustion gas-counterclockwise combustor 50 .
  • arrows indicate the swirling direction of the swirling flow of the combustion gas.
  • FIG. 5 comprises a closed curve S1 consisting of ABCD and a closed curve S2 consisting of B'-ADC'.
  • the sum of cyclic ⁇ for these closed curves S1 and S2 is given by the following equation (2).
  • Equation (2) the sum of the circulations ⁇ indicated by Equation (2) is "0".
  • the sum of circulation ⁇ is "0" as a whole. becomes.
  • FIG. 6 shows the pressure distribution of the main stream of combustion gas in the annular passage portion of the scroll in the combustor structure 1 of the first embodiment and the combustor structure 300 as the comparative example shown in FIG. It is a figure which shows.
  • the result of the CFD analysis shown in FIG. 6 is the pressure distribution inside the annular flow path at the position corresponding to the cross section AA in FIG. Further, the results of the CFD analysis show the results at the center of the annular flow path portion 72 along the counterclockwise and clockwise directions about the central axis P of the turbine rotor 97 from the upper half upper central position Q.
  • the upper half upper central position Q is the central position in the annular flow path portion 72 vertically above the central axis P of the turbine rotor 97, as shown in FIG.
  • the definition of the upper half upper center position Q is the same for the annular flow path portion 332 of the combustor structure 300 of the comparative example.
  • the combustion gas-clockwise combustors 50 and the combustion gas-counterclockwise combustors 50 are alternately arranged in the circumferential direction in the arrangement shown in FIG.
  • CFD analysis was performed with the specifications.
  • CFD analysis was performed under rated operating conditions in the gas turbine equipment 8 .
  • the vertical axis in FIG. 6 is the static pressure of the mainstream of the combustion gas flowing through the annular flow path.
  • the horizontal axis in FIG. 6 is the circumferential position of the annular flow path portion.
  • the central position Q of the upper half upper portion of the annular channel portion in FIG. 3 is 0 degrees.
  • the position 90 degrees counterclockwise about the central axis P of the turbine rotor 97 from the upper half upper center position Q is defined as 90 degrees, and the position 90 degrees clockwise from the upper half upper center position Q. is -90 degrees.
  • the pressure distribution on the counterclockwise side of the upper half upper center position Q and the pressure distribution on the clockwise side of the upper half upper center position Q It is different from the pressure distribution on the turning side. That is, the pressure distribution of the combustion gas flowing into the annular flow path portion 332 from the curved flow path portion 331 becomes uneven in the circumferential direction.
  • the pressure distribution on the counterclockwise side of the upper half upper center position Q and the pressure distribution on the clockwise side of the upper half upper center position Q shows almost the same distribution as the pressure distribution on the side. That is, the pressure distribution of the combustion gas flowing from the curved channel portion 71 into the annular channel portion 72 becomes uniform in the circumferential direction.
  • the combustion gas-clockwise combustor 50 and the combustion gas-counterclockwise combustor 50 are provided as the plurality of combustors 50.
  • the clockwise swirling flow and the counterclockwise swirling flow interfere to cancel out the circumferential velocity component.
  • annular flow path portion 72 of the scroll 70 a uniform combustion gas velocity distribution in the circumferential direction can be obtained.
  • the combustion gas can be ejected from the outlet 73 of the scroll 70 (annular flow path portion 72) to the first-stage stationary blades 95 at a substantially uniform speed over the circumferential direction.
  • combustor 50 in the combustor structure 1 of the first embodiment in one space in one combustor liner 51, by ejecting a swirling flow of oxidant from the oxidant supply part 53, Acceleration of mixing of fuel and oxidant and stabilization of flame can be realized.
  • FIG. 7 is a view showing a longitudinal section of the combustor structure 2 of the second embodiment.
  • the same components as those of the combustor structure 1 of the first embodiment are denoted by the same reference numerals, and overlapping descriptions are omitted or simplified.
  • the system diagram of the gas turbine equipment is the same as the system diagram of the gas turbine equipment described in the first embodiment.
  • the configuration of the combustor structure 2 of the second embodiment is basically the same as that of the combustor structure 1 of the first embodiment except that the reverse swirl imparting section 120 is provided. Therefore, here, the configuration of the reverse turning imparting section 120 will be mainly described.
  • each combustor 50 of the combustor structure 1 has a reverse swirl imparting section 120 at the outlet of the combustor liner 51 .
  • the reverse swirl imparting part 120 is arranged, for example, so as to block the outlet of the combustor liner 51 .
  • the reverse swirl imparting part 120 is composed of an annular swirler. The structure of the swirler is as described in the first embodiment.
  • the reverse swirl imparting section 120 imparts swirl to the combustion gas flow passing through the reverse swirl imparting section 120 in a direction opposite to the swirling direction of the swirling flow of the oxidant. That is, the swirl direction imparted to the flow of combustion gas by the reverse swirl imparting section 120 is opposite to the swirling direction of the swirl flow of the combustion gas on the upstream side of the reverse swirl imparting section 120 .
  • the swirling direction of the swirling flow of the oxidant in each combustor 50 is not particularly limited. That is, the swirling direction of the swirling flow of the oxidant in each combustor 50 may be clockwise or counterclockwise.
  • the swirler that constitutes the reverse swirl imparting section 120 is designed to eliminate the circumferential velocity component in the swirling flow of the combustion gas flowing into the reverse swirl imparting section 120 .
  • the combustion gas passes through the reverse swirl imparting section 120, thereby attenuating the swirling flow of the combustion gas.
  • the flow of combustion gas entering the rear liner 60 becomes a flow that has substantially no circumferential velocity component.
  • the flow that spreads from the curved flow path section 71 to the annular flow path section 72 spreads uniformly in the left-right direction (clockwise direction and counterclockwise direction) of the annular flow path section 72 in the cross section shown in FIG. 3, for example.
  • the combustion gas flow has a substantially uniform velocity distribution within the annular flow path of the annular flow path portion 72 surrounding the turbine rotor 97 .
  • the combustion gas can be ejected from the outlet 73 of the scroll 70 (annular flow path portion 72) to the first-stage stationary blades 95 at a substantially uniform speed over the circumferential direction.
  • FIG. 8 is a view showing a longitudinal section of the combustor structure 3 of the third embodiment.
  • a combustor structure 3 according to the third embodiment has basically the same configuration as the combustor structure 1 according to the first embodiment, except that a CO 2 swirl flow introducing section 130 is provided. Therefore, here, the configuration of the CO 2 swirl flow introduction section 130 will be mainly described.
  • each combustor 50 of the combustor structure 3 is provided with an annular CO 2 swirl flow introduction section 130 on the outer circumference of the outlet of the combustor liner 51 .
  • the CO 2 swirl flow introduction section 130 swirls supercritical CO 2 as a cooling medium supplied from the pipe 31 into the combustor casing 110 to introduce a swirl flow of the supercritical CO 2 into the rear liner 60 .
  • the CO 2 swirling flow introduction section 130 is configured with an annular swirler.
  • the swirl direction of the supercritical CO 2 swirl flow introduced into the rear liner 60 from the CO 2 swirl flow introduction part 130 is the swirl direction of the combustion gas discharged from the combustor liner 51 provided with the CO 2 swirl flow introduction part 130 . This is the direction opposite to the swirling direction of the flow.
  • the swirling direction of the swirling flow of the oxidant in each combustor 50 is not particularly limited. That is, the swirling direction of the swirling flow of the oxidant in each combustor 50 may be clockwise or counterclockwise.
  • the flow rate of supercritical CO 2 introduced into the rear liner 60 from each CO 2 swirl flow introduction part 130 and the ratio of the circumferential velocity component to the axial velocity component in the swirl flow are the combustion exhausted from the combustor liner 51. It is set so as to cancel out the circumferential velocity component of the swirl flow of the gas flow.
  • the flow that spreads from the curved flow path section 71 to the annular flow path section 72 spreads uniformly in the left-right direction (clockwise direction and counterclockwise direction) of the annular flow path section 72 in the cross section shown in FIG. 3, for example.
  • the combustion gas flow has a substantially uniform velocity distribution within the annular flow path of the annular flow path portion 72 surrounding the turbine rotor 97 .
  • the combustion gas can be ejected from the outlet 73 of the scroll 70 (annular flow path portion 72) to the first-stage stationary blades 95 at a substantially uniform speed over the circumferential direction.
  • FIG. 9 is a view showing a longitudinal section of the combustor structure 4 of the fourth embodiment.
  • FIG. 10 is a diagram showing a CC cross section of FIG.
  • a combustor structure 4 according to the fourth embodiment has basically the same configuration as the combustor structure 1 according to the first embodiment, except that a CO 2 swirling flow introducing section 140 is provided. Therefore, here, the configuration of the CO 2 swirl flow introduction section 140 will be mainly described.
  • the combustor structure 4 has a CO 2 swirl flow introduction section 140 formed in the rear liner 60 .
  • the CO 2 swirl flow introduction part 140 is formed in the circumferential direction of the side wall of the rear liner 60 at a predetermined position in the central axis direction of the rear liner 60 .
  • the CO 2 swirling flow introduction part 140 is composed of a plurality of through holes penetrating the rear liner 60 in a direction inclined at a predetermined angle with respect to the direction (radial direction) toward the central axis O of the rear liner 60 .
  • the through-holes penetrate the rear liner 60 in a tangential direction to the inner peripheral surface of the rear liner 60, for example.
  • Each through-hole which is the CO 2 swirling flow introduction part 140 , ejects supercritical CO 2 as a cooling medium supplied from the pipe 31 into the combustor casing 110 , thereby causing the supercritical CO 2 to flow into the rear liner 60 . Form a swirling flow.
  • the swirling direction of the swirling flow of the oxidant in each combustor 50 is set to the same direction. That is, the swirling direction of the swirling flow of the combustion gas discharged from each combustor liner 51 is also the same direction.
  • the plurality of through-holes which are the CO 2 swirling flow introduction portions 140 , form a swirling flow of supercritical CO 2 in a direction opposite to the swirling direction of the swirling flow of the combustion gas discharged from each combustor liner 51 .
  • arrows indicate the swirling direction of the swirling flow of the combustion gas in the combustor liner 51 of each combustor 50 and the ejection direction of the supercritical CO 2 ejected from the through holes.
  • the CO 2 swirl flow introduction part 140 is preferably formed on the inlet side of the rear liner 60 , that is, on the upstream part of the rear liner 60 .
  • the CO 2 swirl flow introducing portions 140 may be formed at a plurality of predetermined positions in the central axis direction of the rear liner 60 .
  • the CO 2 swirl flow introduction part 140 may be formed in multiple stages in the central axis direction of the rear liner 60 .
  • the flow rate of supercritical CO 2 introduced into the rear liner 60 from the CO 2 swirl flow introduction part 140 and the inclination angle of the through hole that is the CO 2 swirl flow introduction part 140 with respect to the direction toward the central axis O are is set so as to cancel out the circumferential velocity component of the swirling flow of the combustion gas formed at .
  • a swirling flow swirling in one direction is formed in the rear liner 60 by the combustion gas discharged from each combustor liner 51 .
  • a swirling flow of supercritical CO 2 is formed in the rear liner 60 in a direction opposite to the swirling direction of the flow of the combustion gas by the supercritical CO 2 ejected from the through hole, which is the CO 2 swirling flow introducing portion 140 . .
  • the swirling flow of combustion gas is then attenuated by the swirling flow of supercritical CO2 . This results in a flow of combustion gas that has substantially no circumferential velocity component while flowing through the rear liner 60 .
  • the flow that spreads from the curved flow path section 71 to the annular flow path section 72 spreads uniformly in the left-right direction (clockwise direction and counterclockwise direction) of the annular flow path section 72 in the cross section shown in FIG. 3, for example.
  • the combustion gas flow has a substantially uniform velocity distribution within the annular flow path of the annular flow path portion 72 surrounding the turbine rotor 97 .
  • the swirl flow of the combustion gas is changed to the supercritical CO 2 swirl flow.
  • the combustion gas can be ejected from the outlet 73 of the scroll 70 (annular flow path portion 72) to the first-stage stationary blades 95 at a substantially uniform speed over the circumferential direction.
  • the configuration of the CO 2 swirling flow introducing section 140 in the combustor structure 4 of the fourth embodiment is not limited to the configuration described above.
  • FIG. 11 is a longitudinal cross-sectional view of another configuration of the combustor structure 4 of the fourth embodiment.
  • the CO 2 swirl flow introduction part 140 may be composed of an annular swirler provided on the upstream end wall 61 provided at the upstream end of the rear liner 60 .
  • An annular swirler is formed along the outer edge of the upstream end wall 61 in the circumferential direction.
  • the swirler which is the CO 2 swirling flow introduction part 140 , ejects the supercritical CO 2 supplied from the pipe 31 into the combustor casing 110 to form a swirling flow of supercritical CO 2 in the rear liner 60 .
  • the swirling direction of the flow of combustion gas discharged from each combustor liner 51 is also the same direction.
  • the swirling direction of the swirling flow of supercritical CO 2 ejected from the CO 2 swirling flow introducing portion 140 is opposite to the swirling direction of the flow of combustion gas discharged from each combustor liner 51 .
  • the flow rate of supercritical CO 2 introduced into the rear liner 60 from the CO 2 swirl flow introduction part 140 and the ratio of the circumferential velocity component to the axial direction velocity component of the swirler constituting the CO 2 swirl flow introduction part 140 are It is set so as to cancel out the circumferential velocity component of the swirling flow of the combustion gas formed within 60 .
  • FIG. 12 is a view showing a longitudinal section of the combustor structure 5 of the fifth embodiment.
  • the combustor structure 5 of the fifth embodiment has basically the same configuration as the combustor structure 1 of the first embodiment, except that a CO 2 swirling flow introducing section 150 is provided. Therefore, here, the configuration of the CO 2 swirl flow introduction section 150 will be mainly described.
  • the combustor structure 5 includes a CO 2 swirl flow introduction section 150 on the upstream end wall 61 provided at the upstream end of the rear liner 60 .
  • the CO 2 swirl flow introduction part 150 is composed of an annular swirler provided at the center of the through-hole 63 provided on a predetermined circumference corresponding to each combustor liner 51 .
  • the swirler which is the CO 2 swirling flow introduction part 150 , ejects the supercritical CO 2 as the cooling medium supplied from the pipe 31 into the combustor casing 110 , thereby creating a swirling flow of supercritical CO 2 in the rear liner 60 .
  • the swirling direction of the swirling flow of the oxidant in each combustor 50 is set to the same direction. That is, the swirling direction of the swirling flow of the combustion gas discharged from each combustor liner 51 is also the same direction.
  • the swirling direction of the swirling flow of supercritical CO 2 ejected from the CO 2 swirling flow introducing portion 150 is opposite to the swirling direction of the flow of combustion gas discharged from each combustor liner 51 .
  • the flow rate of supercritical CO 2 introduced into the rear liner 60 from the CO 2 swirl flow introduction section 150 and the ratio of the circumferential velocity component to the axial velocity component of the swirler constituting the CO 2 swirl flow introduction section 150 are It is set so as to cancel out the circumferential velocity component of the swirling flow of the combustion gas formed within 60 .
  • a swirling flow swirling in one direction is formed in the rear liner 60 by the combustion gas discharged from each combustor liner 51 .
  • a swirling flow of supercritical CO 2 is formed in the rear liner 60 in a direction opposite to the swirling direction of the flow of the combustion gas by the supercritical CO 2 ejected from the swirler, which is the CO 2 swirling flow introducing portion 150 .
  • This swirling flow of supercritical CO 2 is formed at the swirling central portion of the swirling flow of combustion gas.
  • the swirling flow of combustion gas is then attenuated by the swirling flow of supercritical CO2 . This results in a flow of combustion gas that has substantially no circumferential velocity component while flowing through the rear liner 60 .
  • the flow that spreads from the curved flow path section 71 to the annular flow path section 72 spreads uniformly in the left-right direction (clockwise direction and counterclockwise direction) of the annular flow path section 72 in the cross section shown in FIG. 3, for example.
  • the combustion gas flow has a substantially uniform velocity distribution within the annular flow path of the annular flow path portion 72 surrounding the turbine rotor 97 .
  • the swirl flow of the combustion gas is changed to the supercritical CO 2 swirl flow.
  • the combustion gas can be ejected from the outlet 73 of the scroll 70 (annular flow path portion 72) to the first-stage stationary blades 95 at a substantially uniform speed over the circumferential direction.
  • the combustor structure 3 of the third embodiment when the swirling directions of the swirling flows of the combustion gas discharged from the combustor liners 51 are the same (when the swirling directions of the swirling flows of the oxidizer in the combustors 50 are the same) ), the combustor structure 3 includes the CO 2 swirl flow introduction part 140 in the combustor structure 4 of the fourth embodiment or the CO 2 swirl flow introduction part 150 in the combustor structure 5 of the fifth embodiment. may be further provided.
  • the combustor structure 4 of the fourth embodiment may further include the CO 2 swirl flow introduction section 150 in the combustor structure 5 of the fifth embodiment.
  • the combustor structures 1, 2, 3, 4, 5 may be provided on the lower half side.
  • the combustor structures 1, 2, 3, 4, 5 are arranged to penetrate the outer casing 85 and the inner casing 90, for example, vertically from below.
  • the combustor structures 1, 2, 3, 4, 5 may be provided on both the upper half side and the lower half side.
  • the combustion gas can be ejected from the scroll outlet to the first-stage stationary blades at a substantially uniform velocity in the circumferential direction. It becomes possible.
  • Combustor structure 8... Gas turbine equipment, 10... Fuel supply system, 11, 21, 31, 34, 36... Piping, 12, 22, 35... Flow control valve, 20 ... oxygen supply system, 23, 33 ... compressor, 30 ... carbon dioxide circulation system, 32 ... condenser, 40 ... turbine, 41 ... generator, 42 ... heat exchanger, 50 ... combustor, 51 ...

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Abstract

実施形態の燃焼器構造体１は、この燃焼器構造体１は、複数の燃焼器５０と、複数の燃焼器５０からの燃焼ガスを下流側へ導く後部ライナ６０と、後部ライナ６０からの燃焼ガスをタービンロータ９７の軸方向に導くとともに周方向に導くスクロール７０とを備える。各燃焼器５０は、燃焼器ライナ５１と、燃料を燃焼器ライナ内に供給する燃料供給部５２と、燃料供給部５２の周囲から酸化剤の旋回流を燃焼器ライナ内に供給する酸化剤供給部５３とを備える。複数の燃焼器５０は、酸化剤の旋回流の旋回方向が時計回りである燃焼器５０と、酸化剤の旋回流の旋回方向が反時計回りである燃焼器５０とを備える。

Description

ガスタービン燃焼器構造体
　本発明の実施形態は、ガスタービン燃焼器構造体に関する。
　近年、ガスタービン燃焼器を備える発電プラントにおいて、二酸化炭素の削減や省資源などの要求から、高効率化が進められている。そのような中、タービンから排出された燃焼ガスの一部を超臨界圧まで加圧して燃焼器に循環させる超臨界ＣＯ２ガスタービンが検討されている。
　この超臨界ＣＯ２ガスタービンにおいては、超高圧の環境下での運転条件となるため、内部ケーシングおよび外部ケーシングを備える二重ケーシング構造の採用が必須となる。そのため、このような超臨界ＣＯ２ガスタービンにおいては、二重ケーシング構造においてもシール性能を維持しやすい垂直サイロ型燃焼器が使用される。
　垂直サイロ型燃焼器においては、燃焼器は、外部ケーシングの鉛直上方、もしくは鉛直下方から挿入される。すなわち、垂直サイロ型燃焼器は、タービンロータの軸方向に対して９０度の角度で外部ケーシングおよび内部ケーシングを貫通して配置される。
　また、超臨界ＣＯ２ガスタービンの燃焼器では、燃焼器入口条件が超高圧で高温となる。このような条件下において、超臨界ＣＯ２ガスタービンの燃焼器に予混合燃焼方式を採用した場合には、燃焼領域に噴出される前の予混合気が予混合気供給管内で自己着火することがある。そのため、超臨界ＣＯ２ガスタービンの燃焼器には、拡散燃焼方式が採用されている。
　図１３は、超臨界ＣＯ２ガスタービンにおける垂直サイロ型の燃焼器構造体３００の縦断面を示す図である。図１４は、図１３のＸ－Ｘ断面を示す図である。
　燃焼器構造体３００は、燃焼器３１０と、後部ライナ３２０と、スクロール３３０とを備える。また、燃焼器構造体３００は、複数の燃焼器３１０を備える。
　燃焼器構造体３００は、タービンロータ３４０の軸方向に垂直な方向から、外部ケーシング３５０および内部ケーシング３５５を貫通して配置される。
　外部ケーシング３５０の外側には、燃焼器構造体３００の周囲を囲む燃焼器ケーシング３６０が設けられている。燃焼器ケーシング３６０の他端は、ヘッドプレート３６１で閉鎖されている。燃焼器構造体３００を貫通させる外部ケーシング３５０と内部ケーシング３５５との間には、スリーブ３５１が設けられている。
　燃焼器３１０は、燃焼器ライナ３１１と、燃料供給部３１２と、酸化剤供給部３１３とを備える。
　燃焼器ライナ３１１は、燃料と酸化剤を燃焼させる筒状部材で構成される。燃焼器ライナ３１１の側壁には、燃焼器ライナ３１１の外側を流れる超臨界ＣＯ２を内部に導くための複数の導入孔３１１ａが設けられている。
　燃料供給部３１２は、燃料を燃焼器ライナ３１１内に供給する。
　酸化剤供給部３１３は、酸化剤を燃焼器ライナ３１１内に供給する。酸化剤供給部３１３は、燃料供給部３１２の周囲に環状に設けられる。酸化剤供給部３１３の環状の出口３１３ａには、火炎安定や燃料と酸化剤の混合促進を図るために、酸化剤の旋回流を形成するスワーラ３１４が設けられる。
　燃焼器構造体３００において、各燃焼器３１０のスワーラ３１４によって形成される旋回流の旋回方向は同じ方向に設定されている。
　各燃焼器３１０の燃焼器ライナ３１１の下流端は、後部ライナ３２０の上流端に設けられた上流端壁３２１の貫通口３２２に嵌合している。そして、各燃焼器ライナ３１１は、貫通口３２２を介して後部ライナ３２０内に連通している。
　後部ライナ３２０は、複数の燃焼器３１０から排出された燃焼ガスを集合させて整流しながらスクロール３３０に導く流路である。
　後部ライナ３２０は、図１３に示すように、筒状部材で構成される。後部ライナ３２０の側壁には、後部ライナ３２０の外側を流れる超臨界ＣＯ２を内部に導くための複数の導入孔３２３が設けられている。
　スクロール３３０は、後部ライナ３２０から排出された燃焼ガスをタービンロータ３４０の軸方向に導くとともに、タービンロータ３４０の周方向に導く流路である。スクロール３３０は、図１３に示すように、後部ライナ３２０から排出された燃焼ガスをタービンロータ３４０の軸方向に導く屈曲流路部３３１と、タービンロータ３４０の軸方向に導かれた燃焼ガスをタービンロータ３４０の周方向に導く環状流路部３３２とを備える。
　環状流路部３３２（スクロール３３０）の出口３３３は、初段の静翼３４５に対向する。
　上記した燃焼器構造体３００において、燃料供給部３１２に供給された燃料と、酸化剤供給部３１３に供給された酸化剤は、燃焼器ライナ３１１内に拡散火炎Ｆを形成して燃焼する。スワーラ３１４によって酸化剤の流れを旋回流とすることで、燃焼器ライナ３１１内における燃焼ガスの流れも旋回流となる。
　図１４には、各燃焼器３１０の燃焼器ライナ３１１内の燃焼ガスの旋回流の旋回方向を実線矢印で示している。図１４に示すように、各燃焼器ライナ３１１内における燃焼ガスの旋回方向は同じである。なお、冷却媒体である超臨界ＣＯ２は、燃焼器ライナ３１１の導入孔３１１ａから燃焼器ライナ３１１内に導入される。
　各燃焼器ライナ３１１から排出された燃焼ガス（超臨界ＣＯ２を含む）は、後部ライナ３２０内において一つの旋回流を形成して、後部ライナ３２０内を流れる。図１４において、この後部ライナ３２０内における燃焼ガスの旋回流の旋回方向を破線矢印で示している。
　後部ライナ３２０内における旋回流の旋回方向は、燃焼器ライナ３１１内における燃焼ガスの旋回方向と同じである。なお、冷却媒体である超臨界ＣＯ２は、後部ライナ３２０の導入孔３２３から後部ライナ３２０内に導入される。
　後部ライナ３２０内における燃焼ガス（超臨界ＣＯ２を含む）の旋回流は、スクロール３３０に流入する。スクロール３３０の屈曲流路部３３１に流入した燃焼ガスは、タービンロータ３４０の軸方向にほぼ９０度偏流される。そして偏流された燃焼ガスは、環状流路部３３２に流入する。環状流路部３３２に流入した燃焼ガスは、タービンロータ３４０の周方向に広がる。
　そして、燃焼ガスは、スクロール３３０の出口３３３から初段の静翼３４５に向けて噴出される。
特許第６８２２８６８号公報
　上記したように、燃焼器構造体３００において、燃焼器３１０から排出された燃焼ガスの旋回流は、後部ライナ３２０内で一つの旋回流を形成する。そして、この旋回流は、スクロール３３０内に流れる。
　これによって、スクロール３３０の環状流路部３３２を燃焼ガスが流れる際、旋回流の影響によって、周方向に不均一な流れとなる。具体的には、環状流路部３３２において、鉛直上方からタービンロータ３４０の周囲に時計回り方向および反時計回り方向に燃焼ガスの流れが広がる際、一方の方向の流量が多くなる。
　そのため、環状流路部３３２（スクロール３３０）の出口３３３において、周方向に亘って均一な速度で燃焼ガスを初段の静翼３４５に噴出することが困難となる。
　本発明が解決しようとする課題は、燃焼器において燃焼ガスの旋回流が形成される場合においても、スクロール出口から周方向に亘ってほぼ均一な速度で燃焼ガスを初段の静翼に噴出することができるガスタービン燃焼器構造体を提供することである。
　実施形態のガスタービン燃焼器構造体は、ガスタービンのタービンロータの軸方向に垂直な方向から前記ガスタービンのケーシングを貫通して配置される。このガスタービン燃焼器構造体は、複数の燃焼器と、複数の前記燃焼器の下流側に前記タービンロータの軸方向に垂直な方向に設けられた筒体で構成され、複数の前記燃焼器から排出された燃焼ガスを集合させて下流側へ導く後部ライナと、前記後部ライナの下流端に接続され、前記後部ライナから排出された燃焼ガスを前記タービンロータの軸方向に導くとともに前記タービンロータの周方向に導くスクロールとを備える。
　各前記燃焼器は、燃料と酸化剤を燃焼させる筒状の燃焼器ライナと、前記燃焼器ライナの上流端に設けられ、燃料を前記燃焼器ライナ内に供給する燃料供給部と、前記燃料供給部の周囲に環状に設けられ、酸化剤の旋回流を前記燃焼器ライナ内に供給する酸化剤供給部とを備える。そして、複数の前記燃焼器は、前記酸化剤供給部の下流側から見たときに、酸化剤の前記旋回流の旋回方向が時計回りである前記燃焼器と、前記酸化剤供給部の下流側から見たときに、酸化剤の前記旋回流の旋回方向が反時計回りである前記燃焼器とを備える。
第１の実施の形態の燃焼器構造体を備えるガスタービン設備の系統図である。 第１の実施の形態の燃焼器構造体の縦断面を示す図である。 図２のＡ－Ａ断面を示す図である。 図２のＢ－Ｂ断面を示す図である。 第１の実施の形態の燃焼器構造体の隣接する２つの燃焼器における閉曲線内の燃焼ガスの旋回流を模式的に示した図である。 第１の実施の形態の燃焼器構造体および図１３に示した比較例としての燃焼器構造体のスクロールの環状流路部における燃焼ガスの主流の圧力分布を示す図である。 第２の実施の形態の燃焼器構造体の縦断面を示す図である。 第３の実施の形態の燃焼器構造体の縦断面を示す図である。 第４の実施の形態の燃焼器構造体の縦断面を示す図である。 図９のＣ－Ｃ断面を示す図である。 第４の実施の形態の他の構成の燃焼器構造体の縦断面を示す図である。 第５の実施の形態の燃焼器構造体の縦断面を示す図である。 超臨界ＣＯ２ガスタービンにおける垂直サイロ型の燃焼器構造体の縦断面を示す図である。 図１３のＸ－Ｘ断面を示す図である。
　以下、本発明の実施の形態について図面を参照して説明する。
（第１の実施の形態）
　図１は、第１の実施の形態の燃焼器構造体１を備えるガスタービン設備８の系統図である。図１に示すように、ガスタービン設備８は、燃焼器構造体１と、燃料供給系統１０と、酸素供給系統２０と、二酸化炭素循環系統３０と、タービン４０と、発電機４１と、熱交換器４２とを備える。なお、燃焼器構造体１は、ガスタービン燃焼器構造体として機能する。
　燃料供給系統１０は、燃焼器構造体１に燃料を供給する。燃料供給系統１０は、配管１１を備える。この配管１１は、燃料供給源（図示しない）と燃焼器構造体１との間に設けられる。また、配管１１は、燃料の流量を調整する流量調整弁１２を備える。
　ここで、燃料として、例えば、メタン、天然ガスなどの炭化水素が使用される。また、燃料として、例えば、一酸化炭素および水素などを含む石炭ガス化ガス燃料を使用することもできる。
　酸素供給系統２０は、燃焼器構造体１に酸素を供給する。酸素供給系統２０は、配管２１を備える。この配管２１は、大気から酸素を分離する空気分離装置（図示しない）と燃焼器構造体１との間に設けられる。
　配管２１は、酸素の流量を調整する流量調整弁２２を備える。また、配管２１は、酸素を昇圧する圧縮機２３を備える。流量調整弁２２は、圧縮機２３と熱交換器４２との間に設けられている。そして、配管２１は、熱交換器４２を通り燃焼器構造体１まで延設されている。なお、流量調整弁２２は、熱交換器４２よりも上流側に設けられているため、流量調整弁２２には高温の酸素が流れない。
　配管２１には、空気分離装置（図示しない）によって大気から分離された酸素が流れる。配管２１を流れる酸素は、熱交換器４２を通過することで加熱され、燃焼器構造体１に供給される。
　二酸化炭素循環系統３０は、タービン４０から排出された燃焼ガスの一部を燃焼器構造体１に循環する。二酸化炭素循環系統３０は、配管３１を備える。この配管３１は、タービン４０の出口と燃焼器構造体１との間に設けられる。
　配管３１は、燃焼ガス中に含まれる水蒸気を除去する凝縮器３２を備える。なお、燃焼ガス中の水蒸気は、凝縮器３２を通過することで、凝縮して水となる。水は、例えば、配管３６を通り外部に排出される。
　また、配管３１は、凝縮器３２において水蒸気が除去された燃焼ガスを臨界圧力以上に昇圧する圧縮機３３を備える。凝縮器３２および圧縮機３３は、熱交換器４２で冷却された燃焼ガスが流れる領域の配管３１に備えられる。
　ここで、ガスタービン設備８においては、燃焼器構造体１（燃焼器５０）から排出される燃焼ガスに、余剰の酸素や燃料が残存しないことが好ましい。そこで、燃料および酸素の流量は、量論混合比（当量比１）になるように調整されている。
　なお、ここでいう当量比は、燃料流量および酸素流量に基づいて算出した当量比である。換言すれば、燃料と酸素が均一に混合したと想定したときの当量比（オーバーオールでの当量比）である。
　このようなことから、凝縮器３２において水蒸気が除去された燃焼ガス（ドライ燃焼ガス）の成分は、ほぼ二酸化炭素である。そこで、水蒸気が除去された燃焼ガスを単に二酸化炭素と称する。このように、燃焼器構造体１に循環される媒体は二酸化炭素である。
　なお、水蒸気が除去された燃焼ガスには、例えば、０．２％以下の微量の一酸化炭素が混在する場合もあるが、この場合においても、水蒸気が除去された燃焼ガスを単に二酸化炭素と称する。また、圧縮機３３によって臨界圧力以上に昇圧された二酸化炭素は、超臨界流体となる。
　配管３１は、熱交換器４２を２回通るように配管されている。すなわち、配管３１は、タービン４０と凝縮器３２との間で一度熱交換器４２を通る。そして、配管３１は、圧縮機３３と燃焼器構造体１との間で再度熱交換器４２を通る。
　ここで、タービン４０から排出された燃焼ガスは、熱交換器４２を通過することによって冷却される。この際、燃焼ガスからの放熱によって、前述した配管２１を流れる酸素および配管３１を通り燃焼器構造体１に循環する二酸化炭素を加熱する。
　また、配管３１は、圧縮機３３と熱交換器４２との間で分岐している。配管３１から分岐した配管３４は、外部に排出する二酸化炭素の流量を調整する流量調整弁３５を備える。なお、外部に排出された二酸化炭素は、例えば、石油採掘現場で採用されているＥＯＲ（Enhanced Oil Recovery）に利用することができる。
　図１に示すように、燃料を供給する配管１１の一端側（燃焼器構造体１側）は、複数に分岐されている。そして、分岐された各配管１１は、燃焼器構造体１の各燃焼器５０に接続されている。
　また、二酸化炭素を燃焼器構造体１に循環する配管３１の一端側（燃焼器構造体１側）は、例えば、複数に分岐されている。分岐された一部の配管３１から供給される超臨界ＣＯ２は、超臨界ＣＯ２と酸素との混合気である酸化剤を形成するために利用される。分岐された残りの配管３１は、後述する図２に示すように、冷却媒体として燃焼器構造体１の周囲に超臨界ＣＯ２を導入するために利用される。
　酸素を燃焼器構造体１に供給する配管２１の一端側（燃焼器構造体１側）は、複数に分岐されている。
　そして、分岐された一つの配管３１および分岐された一つの配管２１は、各燃焼器５０の酸化剤供給部５３に接続される。そして、酸化剤供給部５３に導入された酸素と超臨界ＣＯ２とが混合して混合気が形成される。この混合気は、酸化剤として燃焼器ライナ５１内に噴出される。
　なお、混合気の形成方法は、この方法に限られない。例えば、内部に空間を有する筐体部材からなる混合室を備えてもよい。この場合、分岐された一部の配管３１および配管２１は、混合室に接続される。そして、混合室で形成された混合気を、配管を介して各燃焼器５０の酸化剤供給部５３に供給する。
　また、熱交換器４２と燃焼器構造体１との間で配管３１を分岐し、その分岐された配管を酸素が流れる配管２１に連結させてもよい。この連結部は、例えば、熱交換器４２と燃焼器構造体１との間の配管２１に設けられる。
　また、圧縮機３３と熱交換器４２との間で配管３１を分岐し、その分岐された配管を酸素が流れる配管２１に連結させてもよい。この連結部は、例えば、流量調整弁２２と熱交換器４２との間の配管２１に設けられる。
　いずれに連結部を設ける場合においても、配管３１から分岐された配管は、酸素と混合する超臨界ＣＯ２の流量を調整する流量調整弁を備える。
　なお、圧縮機３３と熱交換器４２との間で分岐された配管３１を流量調整弁２２と熱交換器４２との間で配管２１に連結する場合、酸素と超臨界ＣＯ２との混合気は、熱交換器４２で加熱され、燃焼器構造体１に供給される。そのため、高温の純酸素が配管２１を流れる場合に比べて、配管２１の酸化などを抑制できる。
　タービン４０は、燃焼器構造体１から排出された燃焼ガスによって回動される。このタービン４０には、例えば、発電機４１が連結されている。
　次に、燃焼器構造体１の構成について説明する。
　図２は、第１の実施の形態の実施の形態の燃焼器構造体１の縦断面を示す図である。図３は、図２のＡ－Ａ断面を示す図である。図４は、図２のＢ－Ｂ断面を示す図である。なお、図２－図４に示された燃焼器構造体１は、ガスタービンに設置された状態における断面図である。そのため、図２－図４には、例えば、ガスタービンのケーシングなどの構成も示されている。また、図２および図３には、上半側の構成が示されている。ここでは、燃焼器構造体１を上半側に備えた一例を示している。
　ここで、燃焼器構造体１は、超臨界ＣＯ２を作動流体に用いる超臨界ＣＯ２ガスタービンに設置される。燃焼器構造体１やタービン４０は、超高圧の条件下で作動されるため、図２および図３に示すように、ケーシング８０は、内部ケーシング９０および外部ケーシング８５を備える二重ケーシング構造で構成される。外部ケーシング８５は、内部ケーシング９０の外周側に所定の間隙をおいて設けられている。
　内部ケーシング９０内には、静翼９５、動翼９６がタービンロータ９７の軸方向に交互に配置されている。静翼９５は、内輪側壁９５ａと外輪側壁９５ｂとの間に配置されている。動翼９６は、タービンロータ９７のロータホイール９８に設けられている。なお、動翼９６の外周は、動翼９６の先端と隙間を有して外側壁９５ｃが設けられている。この外側壁９５ｃは、例えば、外輪側壁９５ｂをタービンロータ９７の軸方向に延長して構成されてもよい。
　燃焼器構造体１は、燃焼器５０と、後部ライナ６０と、スクロール７０とを備える。また、燃焼器構造体１は、複数の燃焼器５０を備える。
　ここで、配置される燃焼器５０の個数は、例えば、一つの燃焼器５０から供給可能な熱量と、超臨界ＣＯ２ガスタービンに要求される熱量とに基づいて決められる。
　燃焼器構造体１は、図２および図３に示すように、タービンロータ９７の軸方向に垂直な方向から、外部ケーシング８５および内部ケーシング９０を貫通して配置される。燃焼器構造体１は、いわゆる垂直サイロ型の燃焼器構造体である。ここでは、鉛直上方から燃焼器構造体１を貫通させる一例を示している。
　外部ケーシング８５の外側には、燃焼器構造体１の周囲を囲む燃焼器ケーシング１１０が設けられている。燃焼器ケーシング１１０は、両端が開口する筒状のケーシングで構成される。
　燃焼器ケーシング１１０の一端は、外部ケーシング８５に固定されている。燃焼器ケーシング１１０の他端は、ヘッドプレート１１１で閉鎖されている。なお、例えば、ヘッドプレート１１１には、配管２１、配管３１、配管１１を燃焼器ケーシング１１０内に引き込むための貫通孔（図示しない）が設けられている。
　外部ケーシング８５および内部ケーシング９０には、燃焼器構造体１を貫通させるための貫通口８６、９１が形成されている。燃焼器構造体１を貫通させる外部ケーシング８５と内部ケーシング９０との間には、スリーブ１００が設けられている。
　スリーブ１００は、燃焼器構造体１の周囲を流れる冷却媒体としての超臨界ＣＯ２が外部ケーシング８５と内部ケーシング９０との間の空間に流出することを防止する。スリーブ１００は、例えば、円筒状部材で構成される。
　また、スリーブ１００と当接する内部ケーシング９０の外周面９０ａには、スリーブ１００と間隙をあけてスリーブ１００の周囲に亘って円環状の突条部９２が形成されている。突条部９２は、外部ケーシング８５側に突出している。スリーブ１００と突条部９２との間には、円環状のシールリング９３が勘合している。
　燃焼器５０は、燃焼器ライナ５１と、燃料供給部５２と、酸化剤供給部５３とを備える。
　燃焼器ライナ５１は、燃料と酸化剤を燃焼させる筒状部材で構成される。燃焼器ライナ５１の一端（上流端）は、上流端壁５１ａで封鎖され、他端（下流端）は、開口されている。燃焼器ライナ５１は、例えば、直線状に伸びる筒体などで構成される。なお、燃焼器ライナ５１は、例えば、一部が湾曲した筒体などで構成されてもよい。
　上流端壁５１ａには、燃料供給部５２および酸化剤供給部５３を備えるための開口５１ｂを有する。
　なお、上流とは、燃焼ガスが流れる方向における上流を意味し、下流とは、燃焼ガスが流れる方向における下流を意味する。
　図２および図３に示すように、燃焼器ライナ５１は、燃焼器ライナ５１の中心軸が、例えば、タービンロータ９７の軸方向に垂直となるように配置される。
　また、燃焼器ライナ５１の側壁には、燃焼器ライナ５１の外側を流れる超臨界ＣＯ２を内部に導くための複数の導入孔５１ｃが設けられている。この燃焼器ライナ５１の外側を流れる超臨界ＣＯ２は、燃焼器ライナ５１を冷却する機能を有する。
　なお、導入孔５１ｃは、例えば、スリットや孔などで構成される。燃焼器ライナ５１は、例えば、フィルム冷却などによって冷却される。フィルム冷却を適用した場合、導入孔５１ｃから導入された冷却媒体である超臨界ＣＯ２が燃焼器ライナ５１の内壁面と燃焼ガスとの間に気体の断熱膜を形成する。これによって、燃焼器ライナ５１の内壁面が直接燃焼ガスに接触することを抑制する。
　燃料供給部５２は、燃料を燃焼器ライナ５１内に供給する。燃料供給部５２は、燃焼器ライナ５１の上流端壁５１ａに設けられている。燃料供給部５２は、例えば、図２に示すように、上流端壁５１ａの中央に設けられる。
　燃料供給部５２は、例えば、円管などで構成される。燃料供給部５２は、燃料を供給する配管１１に連結されている。燃料供給部５２の出口５２ａは、例えば、燃料ノズルとしての機能を備える。出口５２ａは、例えば、単孔の燃料噴射孔または多孔の燃料噴出孔などで構成される。燃料は、燃料供給部５２の出口５２ａから燃焼器ライナ５１内に噴出される。
　酸化剤供給部５３は、酸化剤を燃焼器ライナ５１内に供給する。酸化剤供給部５３は、燃焼器ライナ５１の上流端壁５１ａに設けられている。酸化剤供給部５３は、例えば、図２に示すように、燃料供給部５２の周囲に、燃料供給部５２と同心円状で、かつ環状に設けられる。環状の酸化剤供給部５３は、燃料供給部５２の外周に、例えば、円管を備えることで構成される。
　このように、例えば、燃料供給部５２と酸化剤供給部５３は、二重管構造で構成される。燃料は、中央の燃料噴出孔から噴出され、酸化剤は、中央の燃料噴出孔の周囲に形成される環状の流路から噴出される。すなわち、燃焼器５０では、拡散燃焼方式を採用している。
　酸化剤供給部５３の環状の出口５３ａには、例えば、酸化剤の旋回流を形成するスワーラ５５が設けられる。スワーラ５５は、環状の通路に周方向に複数の羽根を備える。羽根は、環状の通路の軸方向に対して所定角度に傾斜させて配置されている。
　このスワーラ５５を酸化剤が通過することで、周方向速度成分を有する旋回流が燃焼器ライナ５１内に噴出される。このように、酸化剤を旋回流とすることで、燃焼器ライナ５１内において、燃料と酸化剤の混合が促進され、安定した火炎が形成される。
　ここでは、図４に示すように、複数の燃焼器５０は、例えば、所定の円周上に等間隔に配置されている。なお、図４は、燃焼器ライナ５１の下流側から燃焼器５０を見たときの断面図である。
　なお、所定の円周は、例えば、燃焼器ケーシング１１０の中心軸を中心とする円周、または後部ライナ６０の上流端の開口（円形開口）の中心を中心とする円周である。
　ここで、複数の燃焼器５０には、酸化剤供給部５３の下流側から見たときに、酸化剤供給部５３から供給される酸化剤の旋回流の旋回方向が時計回りである燃焼器５０と、酸化剤供給部５３から供給される酸化剤の旋回流の旋回方向が反時計回りである燃焼器５０とを備える。
　ここで、以下において、酸化剤供給部５３の下流側から見たときに、酸化剤の旋回流の旋回方向が時計回りである燃焼器５０を酸化剤－時計回り燃焼器５０と称し、酸化剤の旋回流の旋回方向が反時計回りである燃焼器５０を酸化剤－反時計回り燃焼器５０と称する。
　例えば、図４に示すように、複数の燃焼器５０は、偶数個の燃焼器５０で構成される。そして、図４に示す配置構成は、周方向に隣接する燃焼器５０における酸化剤の旋回流の旋回方向がそれぞれ逆方向となるように構成される。すなわち、酸化剤－時計回り燃焼器５０と、酸化剤－反時計回り燃焼器５０とが周方向に交互に配置されている。
　例えば、図４に示す６つの燃焼器５０が配置された構成では、３つの酸化剤－時計回り燃焼器５０と、３つの酸化剤－反時計回り燃焼器５０とを備える。
　ここで、燃焼時、燃焼器ライナ５１内における燃焼ガスの流れは、酸化剤の旋回方向に依存する。すなわち、燃焼器ライナ５１内における燃焼ガスの流れは、酸化剤の旋回流の旋回方向と同じ旋回方向の旋回流となる。
　ここで、後部ライナ６０内において、各燃焼器５０内における旋回流の影響を受けないようにするためには、偶数個の燃焼器５０を備え、その半数を酸化剤－時計回り燃焼器５０で、残りの半数を酸化剤－反時計回り燃焼器５０で構成することが好ましい。この場合、各燃焼器５０の酸化剤供給部５３に備えられるスワーラ５５のサイズや出口角度などの仕様は、等しく設定されることが好ましい。
　なお、複数の燃焼器５０において、酸化剤－時計回り燃焼器５０および酸化剤－反時計回り燃焼器５０のそれぞれの設置数を任意に設定してもよい。
　この場合において、酸化剤－時計回り燃焼器５０および酸化剤－反時計回り燃焼器５０は、それぞれ少なくとも一つは含まれる。このように、酸化剤－時計回り燃焼器５０および酸化剤－反時計回り燃焼器５０の双方を備えることで、それぞれの燃焼器５０から排出される燃焼ガスの旋回流を減衰させる効果が得られる。
　例えば、酸化剤－時計回り燃焼器５０の設置数が少ない場合には、この燃焼器５０における酸化剤の旋回流において軸方向速度成分に対して周方向速度成分の割合を増加させてもよい。後部ライナ６０内の燃焼ガスの流れ場において、時計回りの旋回流と反時計回りの旋回流とが干渉して、互いの周方向速度成分を打ち消し合うように、スワーラ５５は設計されることが好ましい。
　また、ここで、図４には、酸化剤－時計回り燃焼器５０と、酸化剤－反時計回り燃焼器５０とが周方向に交互に配置された一例を示したが、この配置構成に限られない。例えば、偶数個の燃焼器５０を備え、その半数を酸化剤－時計回り燃焼器５０で、残りの半数を酸化剤－反時計回り燃焼器５０で構成した場合、それぞれの燃焼器５０を周方向に連続して配置してもよい。
　また、図４には、所定の円周上に複数の燃焼器５０が等間隔で配置された一例を示したが、この配置構成に限られない。複数の燃焼器５０は、複数列で構成されてもよい。例えば、６つの燃焼器５０を配置する際、３つの燃焼器５０を直線状に配置し、それを２列配置してもよい。
　ここで、上記した一つの燃焼器５０は、一つの燃焼器ライナ５１と、この一つの燃焼器ライナ５１の上流端に設けられた一つの燃料－酸化剤供給機構５４とを備える。そして、図２に示すように、一つの燃料－酸化剤供給機構５４の下流側に、一つの拡散火炎Ｆが形成される。
　なお、一つの燃料－酸化剤供給機構５４は、複数の燃料供給部５２、複数の酸化剤供給部５３を備えてもよい。この場合、各酸化剤供給部５３から供給される旋回流の旋回方向は同じ方向に設定される。
　各燃焼器５０の燃焼器ライナ５１の下流端は、図２に示すように、後部ライナ６０の上流端に嵌合された上流端壁６１の貫通口６３に嵌合されている。そして、各燃焼器ライナ５１は、貫通口６３を介して後部ライナ６０内に連通している。
　ここで、図１および図２に示すように、各燃焼器５０の燃料供給部５２は、分岐された配管１１にそれぞれ連結されている。各燃焼器５０の酸化剤供給部５３は、例えば、分岐された配管２１、配管３１にそれぞれ連結されている。例えば、酸化剤供給部５３の上流部において導入された酸素および超臨界ＣＯ２は、酸化剤供給部５３内を流れながら混合し、酸化剤供給部５３の出口５３ａにおいては酸素および超臨界ＣＯ２からなる混合気となる。
　後部ライナ６０は、図２に示すように、複数の燃焼器５０の下流側に設けられる。後部ライナ６０は、複数の燃焼器５０から排出された燃焼ガスを集合させて整流しながらスクロール７０に導く流路である。
　後部ライナ６０は、例えば、図２および図３に示すように、タービンロータ９７の軸方向に垂直な方向に延設される筒状部材で構成される。また、後部ライナ６０は、例えば、下流側へ行くに伴って流路断面積が徐々に減少する流路部を有して構成される。なお、後部ライナ６０の形状は、これに限られるものではない。
　後部ライナ６０の一端（上流端）は、平板状の上流端壁６１で封鎖され、他端（下流端）は、開口されている。上流端壁６１は、前述したように各燃焼器ライナ５１の下流端と連通する複数の貫通口６３を有する。この貫通口６３は、各燃焼器ライナ５１の下流端の位置に合わせて形成される。後部ライナ６０の他端（下流端）は、スクロール７０の上流端に接続されている。
　後部ライナ６０の側壁には、後部ライナ６０の外側を流れる超臨界ＣＯ２を内部に導くための複数の導入孔６２が設けられている。この後部ライナ６０の外側を流れる超臨界ＣＯ２は、後部ライナ６０を冷却する機能を有する。
　なお、導入孔６２の構成は、前述した導入孔５１ｃの構成と同じである。また、導入孔６２を備えることによる効果は、前述した導入孔５１ｃを備えることによる効果と同じである。
　スクロール７０は、後部ライナ６０から排出された燃焼ガスをタービンロータ９７の軸方向に導くとともに、タービンロータ９７の周方向に導く流路である。
　スクロール７０は、図２および図３に示すように、後部ライナ６０から排出された燃焼ガスをタービンロータ９７の軸方向に導く屈曲流路部７１と、タービンロータ９７の軸方向に導かれた燃焼ガスをタービンロータ９７の周方向に導く環状流路部７２とを備える。
　屈曲流路部７１の上流端は、後部ライナ６０の下流端に接続されている。屈曲流路部７１は、タービンロータ９７の軸方向にほぼ９０度屈曲する曲がり管で構成される。なお、屈曲流路部７１の出口側は、屈曲しながらタービンロータ９７の周方向に広がる構成を有する。そして、屈曲流路部７１は、後部ライナ６０から排出された燃焼ガスの流れをほぼ９０度偏流する。偏流された燃焼ガスの流れは、タービンロータ９７の軸方向に流れる。
　環状流路部７２は、タービンロータ９７の周囲を覆うように設けられた環状管で構成される。なお、環状流路部７２は、例えば、半環状の上半部および下半部からなる分割構造体を組み合わせることで構成される。
　環状流路部７２は、屈曲流路部７１から排出された燃焼ガスの流れをタービンロータ９７の周方向に広げる。環状流路部７２において、タービンロータ９７の軸方向の速度成分を有する燃焼ガスは、タービンロータ９７の周方向に均一に広がる。
　環状流路部７２（スクロール７０）の出口７３は、初段の静翼９５に対向する。そして、環状流路部７２内を流れる燃焼ガスは、出口７３から初段の静翼９５に向けて噴出される。なお、環状流路部７２の出口端は、内輪側壁９５ａおよび外輪側壁９５ｂの上流端に接している。これによって、出口７３から噴出された燃焼ガスは、初段の静翼９５に導かれる。
　次に、ガスタービン設備８の作用および燃焼器構造体１の作用について説明する。
　まず、ガスタービン設備８の作用について、図１を参照して説明する。
　図１に示すように、燃料は、配管１１を通り燃焼器構造体１の燃焼器５０に供給される。大気から分離された酸素は、配管２１を通り燃焼器５０に供給される。この際、酸素は、圧縮機２３で所定の圧力まで昇圧される。昇圧された酸素は、熱交換器４２を通ることで加熱される。
　また、循環する超臨界ＣＯ２は、配管３１通り燃焼器構造体１および燃焼器５０に供給される。この際、超臨界ＣＯ２は、熱交換器４２を通ることで加熱される。
　なお、前述したように、燃焼器５０に供給された酸素と超臨界ＣＯ２は、混合され、酸化剤として燃焼器ライナ５１内の燃焼領域に噴出される。
　燃焼器構造体１の燃焼器５０に導かれた燃料および酸化剤は、燃焼器ライナ５１内で燃焼して燃焼ガスとなる。なお、燃焼器構造体１における作用は、後述するのでここでは詳しい説明を省略する。
　燃焼器構造体１から排出された燃焼ガスは、タービン４０に導入される。タービン４０は、燃焼ガスによって回動する。そして、発電機４１は、タービン４０の回動によって駆動され、発電する。
　ここでいう、燃焼器構造体１から排出される燃焼ガスは、燃料と酸素とによって生成された燃焼生成物と、燃焼器構造体１に循環する二酸化炭素とを含んだものである。
　タービン４０から排出された燃焼ガスは、配管３１に導かれ、熱交換器４２を通過することによって冷却される。この際、燃焼ガスからの放熱によって、前述した配管２１を流れる酸素および配管３１を流れ燃焼器構造体１に循環する二酸化炭素は加熱される。
　熱交換器４２を通過した燃焼ガスは、凝縮器３２を通過する。燃焼ガスがこの凝縮器３２を通過することで、燃焼ガス中に含まれる水蒸気は、除去される。なお、燃焼ガス中の水蒸気は、凝縮器３２を通過することによって凝縮して水となる。水は、例えば、配管３６を介して外部に排出される。
　ここで、前述したように、燃料および酸素の流量を量論混合比（当量比１）になるように調整しているため、水蒸気が除去された燃焼ガス（ドライ燃焼ガス）の成分は、ほぼ二酸化炭素である。
　二酸化炭素は、配管３１に介在する圧縮機３３によって昇圧され、超臨界ＣＯ２となる。圧縮機３３によって昇圧された二酸化炭素の一部は、配管３１を流れ、燃焼器構造体１に循環される。この際、超臨界ＣＯ２は、熱交換器４２を通過することで、例えば、７００℃程度に加熱される。
　一方、圧縮機３３によって昇圧された二酸化炭素の残部は、配管３１から分岐する配管３４に導入される。配管３４に導入された二酸化炭素は、流量調整弁３５によって流量が調節され、外部に排出される。
　次に、燃焼器構造体１の作用について、図２および図３を参照して説明する。
　ここでは、図４に示すように、６つの燃焼器５０が所定の円周上に等間隔に配置され、かつ酸化剤－時計回り燃焼器５０と酸化剤－反時計回り燃焼器５０とが周方向に交互に配置されている場合を例示して説明する。
　図２に示すように、配管１１から燃料供給部５２に供給された燃料は、出口５２ａから燃焼器ライナ５１内に噴出される。
　配管２１から酸化剤供給部５３に供給された酸素および配管３１から酸化剤供給部５３に供給された超臨界ＣＯ２は、酸化剤供給部５３内で混合し、出口５３ａから燃焼器ライナ５１内に噴出される。この際、超臨界ＣＯ２が出口５３ａに設けられたスワーラ５５を通過することによって旋回流が形成される。
　燃焼器ライナ５１内における燃料および酸化剤の混合気は、点火装置（図示しない）によって点火され、燃焼が開始する。なお、点火装置は、各燃焼器５０に設けられている。
　各燃焼器５０では、酸化剤の旋回流によって、燃料と酸化剤の混合が促進される。また、酸化剤の旋回流によって、燃焼領域において再循環領域が形成され安定した火炎を形成する。
　そして、燃焼器ライナ５１内における燃焼ガスの流れは、酸化剤の旋回流の旋回方向と同じ旋回方向の旋回流となる。すなわち、周方向に見たときに、交互に旋回方向が逆方向の燃焼ガスの旋回流が燃焼器ライナ５１から後部ライナ６０に排出される。
　ここで、燃焼反応は、燃焼器ライナ５１内において完了する。そのため、燃焼器ライナ５１の出口から排出される燃焼ガスは、酸素および燃料を含まず、ほぼ二酸化炭素と水蒸気で構成される。
　配管３１から燃焼器構造体１の周囲に供給された超臨界ＣＯ２は、冷却媒体として、燃焼器ライナ５１の導入孔５１ｃを通り、燃焼器ライナ５１内に導入される。燃焼器ライナ５１内に導入された超臨界ＣＯ２は、燃焼ガスとともに燃焼器ライナ５１の出口から排出され、後部ライナ６０内に流入する。
　各燃焼器５０の燃焼器ライナ５１から排出された燃焼ガス（超臨界ＣＯ２を含む）は、後部ライナ６０内をスクロール７０に向かって流れる。
　ここで、上記したように、周方向に隣接する燃焼器ライナ５１からは、旋回方向が逆方向の燃焼ガスの旋回流が後部ライナ６０に排出される。図４には、各燃焼器５０の燃焼器ライナ５１内の燃焼ガスの旋回流の旋回方向を実線矢印で示している。
　後部ライナ６０内において、時計回りの旋回流と反時計回りの旋回流とが干渉して、周方向速度成分を打ち消し合う。これによって、後部ライナ６０内において燃焼ガスの流れは、周方向速度成分をほぼ失い、主として下流方向への軸方向速度成分を有する流れとなる。
　また、配管３１から燃焼器構造体１の周囲に供給された超臨界ＣＯ２は、冷却媒体として、後部ライナ６０の導入孔６２を通り、後部ライナ６０内に導入される。後部ライナ６０内に導入された超臨界ＣＯ２は、燃焼ガスとともにスクロール７０に流入する。
　スクロール７０の屈曲流路部７１に流入した燃焼ガス（超臨界ＣＯ２を含む）は、タービンロータ９７の軸方向にほぼ９０度偏流される。そして偏流された燃焼ガスは、環状流路部７２に流入する。環状流路部７２に流入した燃焼ガスは、タービンロータ９７の周方向に広がる。
　スクロール７０に流入する燃焼ガスの流れは、周方向速度成分をほとんど有しない流れである。そのため、屈曲流路部７１から環状流路部７２に広がる流れは、例えば、図３に示す断面において、環状流路部７２の左右方向（時計回り方向および反時計回り方向）に均一に広がる。これによって、燃焼ガスの流れは、タービンロータ９７の周囲を囲む環状流路部７２の環状の流路内においてほぼ均一な速度分布となる。
　そして、燃焼ガスは、スクロール７０の出口７３から初段の静翼９５に向けて噴出される。この際、燃焼ガスは、環状の出口から周方向に亘ってほぼ均一な速度で噴出される。
　なお、上記したように、燃焼器構造体１内を流れた燃焼ガスは、タービン４０に導かれ、タービン４０を稼働する。
　（流体力学における循環による評価）
　ここでは、本実施の形態の燃焼器構造体１の後部ライナ６０において、各燃焼器５０から排出された、時計回りの燃焼ガスの旋回流と反時計回りの燃焼ガスの旋回流とが干渉して、周方向速度成分を打ち消すことができることを流体力学における循環の観点から説明する。
　ここで、流れの中の閉曲線Ｓにおいて、この閉曲線に沿う方向の速度成分Ｖｓをこの閉曲線の全周について線積分した値を閉曲線Ｓのまわりの循環Γ（サーキュレーション）という。
　循環Γは、次の式（１）で定義される。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000001
 　ここで、図４に示す本実施の形態の燃焼器構造体１の配置構成において、燃焼器５０の下流側から見たときに、燃焼ガスの旋回流の旋回方向が時計回りとなる燃焼器５０と、燃焼ガスの旋回流の旋回方向が反時計回りとなる燃焼器５０とを周方向に交互に配置した場合を検討する。
　ここで、以下において、燃焼器５０の下流側から見たときに、燃焼ガスの旋回流の旋回方向が時計回りとなる燃焼器５０を燃焼ガス－時計回り燃焼器５０と称し、燃焼ガスの旋回流の旋回方向が反時計回りとなる燃焼器５０を燃焼ガス－反時計回り燃焼器５０と称する。なお、燃焼ガス－時計回り燃焼器５０は、酸化剤－時計回り燃焼器５０と同じ燃焼器５０を意味し、燃焼ガス－反時計回り燃焼器５０は、酸化剤－反時計回り燃焼器５０と同じ燃焼器５０を意味する。
　図５は、第１の実施の形態の燃焼器構造体１の隣接する２つの燃焼器５０における閉曲線内の燃焼ガスの旋回流を模式的に示した図である。２つの燃焼器５０において、一方は、燃焼ガス－時計回り燃焼器５０であり、他方は、燃焼ガス－反時計回り燃焼器５０である。なお、図５には、燃焼ガスの旋回流の旋回方向を矢印で示している。
　図５は、Ａ－Ｂ－Ｃ－Ｄからなる閉曲線Ｓ１と、Ｂ′－Ａ－Ｄ－Ｃ′からなる閉曲線Ｓ２とを備えている。これらの閉曲線Ｓ１、Ｓ２についての循環Γの和は、次の式（２）で示される。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000002
　また、各線積分値において、線積分の向きは同じで旋回流の旋回方向が逆であるという関係から次の式（３）～式（６）が成り立つ。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000003
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000004
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000005
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000006
　式（３）～式（６）の関係より、式（２）で示した循環Γの和は、「０」となる。これによって、燃焼ガス－時計回り燃焼器５０と燃焼ガス－反時計回り燃焼器５０とをそれぞれ同数備える本実施の形態の燃焼器構造体１において、全体としても循環Γの和は、「０」となる。
　これに対して、図１３に示した比較例としての燃焼器構造体３００では、各燃焼器３１０における燃焼ガスの旋回流の旋回方向が同じである。そのため、式（３）、式（５）は成立しない。そのため、燃焼器構造体３００において、全体として循環Γの和は、「０」にならない。これによって、図１３に示した比較例としての燃焼器構造体３００において、後部ライナ３２０およびスクロール３３０内の燃焼ガスの流れには、周方向速度成分が残存する。すなわち、燃焼器構造体３００においては、後部ライナ３２０およびスクロール３３０内の燃焼ガスの流れは旋回流となる。
　（数値流体力学（ＣＦＤ）解析による評価）
　ここで、図６は、第１の本実施の形態の燃焼器構造体１および図１３に示した比較例としての燃焼器構造体３００におけるスクロールの環状流路部における燃焼ガスの主流の圧力分布を示す図である。
　図６に示したＣＦＤ解析の結果は、図２のＡ－Ａ断面に相当する位置における環状流路部内の圧力分布である。また、ＣＦＤ解析の結果は、上半上部中央位置Ｑからタービンロータ９７の中心軸Ｐを中心として反時計回りおよび時計回りに沿う環状流路部７２の中央における結果を示したものである。
　ここで、上半上部中央位置Ｑは、図３に示すように、タービンロータ９７の中心軸Ｐから鉛直上方の環状流路部７２における中央位置である。なお、上半上部中央位置Ｑの定義は、比較例の燃焼器構造体３００の環状流路部３３２においても同じである。
　ここで、本実施の形態の燃焼器構造体１においては、図４に示す配置構成において、燃焼ガス－時計回り燃焼器５０と燃焼ガス－反時計回り燃焼器５０とを周方向に交互に配置した仕様でＣＦＤ解析を行った。ＣＦＤ解析は、ガスタービン設備８における定格運転条件で行った。
　なお、図１３に示した比較例の燃焼器構造体３００においては、各燃焼器３１０における燃焼ガスの旋回流の旋回方向は同じである。
　ここで、図６の縦軸は、環状流路部を流れる燃焼ガスの主流の静圧である。図６の横軸は、環状流路部の周方向位置である。図６の横軸では、図３における環状流路部の上半上部中央位置Ｑを０度としている。
　また、横軸において、上半上部中央位置Ｑからタービンロータ９７の中心軸Ｐと中心として反時計回りに９０度の位置を９０度とし、上半上部中央位置Ｑから時計回りに９０度の位置を－９０度としている。
　図６に示すように、比較例としての燃焼器構造体３００の環状流路部３３２では、上半上部中央位置Ｑよりも反時計回り側の圧力分布と、上半上部中央位置Ｑよりも時計回り側の圧力分布とが異なる。すなわち、屈曲流路部３３１から環状流路部３３２に流入する燃焼ガスの圧力分布は、周方向に不均一となる。
　これによって、各燃焼器３１０における燃焼ガスの旋回流の旋回方向が同じである比較例の燃焼器構造体３００では、スクロール３３０の環状流路部３３２において、周方向に均一な燃焼ガスの速度分布が得られないことがわかる。
　これに対して、本実施の形態の燃焼器構造体１の環状流路部７２では、上半上部中央位置Ｑよりも反時計回り側の圧力分布と、上半上部中央位置Ｑよりも時計回り側の圧力分布とがほぼ同じ分布を示している。すなわち、屈曲流路部７１から環状流路部７２に流入する燃焼ガスの圧力分布は、周方向に均一となる。
　これによって、燃焼ガス－時計回り燃焼器５０と燃焼ガス－反時計回り燃焼器５０とを周方向に交互に配置した本実施の形態の燃焼器構造体１では、スクロール７０の環状流路部７２において、周方向に均一な燃焼ガスの速度分布が得られることがわかる。
　上記したように、第１の実施の形態の燃焼器構造体１によれば、複数の燃焼器５０として、燃焼ガス－時計回り燃焼器５０と燃焼ガス－反時計回り燃焼器５０とを備えることで、後部ライナ６０内で、時計回りの旋回流と反時計回りの旋回流とが干渉して、周方向速度成分を打ち消すことができる。
　そのため、スクロール７０の環状流路部７２において、周方向に均一な燃焼ガスの速度分布が得られる。これによって、スクロール７０（環状流路部７２）の出口７３から周方向に亘ってほぼ均一な速度で燃焼ガスを初段の静翼９５に噴出することができる。
　また、第１の実施の形態の燃焼器構造体１における燃焼器５０では、一つの燃焼器ライナ５１内の一つの空間において、酸化剤供給部５３から酸化剤の旋回流を噴出することで、燃料と酸化剤の混合促進および火炎の安定化を実現できる。
　（第２の実施の形態）
　図７は、第２の実施の形態の燃焼器構造体２の縦断面を示す図である。なお、以下の実施の形態において、第１の実施の形態の燃焼器構造体１と同一の構成部分には同一の符号を付して、重複する説明を省略または簡略する。また、以下の実施の形態において、ガスタービン設備の系統図は、第１の実施の形態で説明したガスタービン設備の系統図と同じである。
　第２の実施の形態の燃焼器構造体２においては、逆旋回付与部１２０が備えられた以外は第１の実施の形態の燃焼器構造体１の構成と基本的に同じである。そのため、ここでは、主に逆旋回付与部１２０の構成について説明する。
　図７に示すように、燃焼器構造体１の各燃焼器５０は、燃焼器ライナ５１の出口に逆旋回付与部１２０を備える。逆旋回付与部１２０は、例えば、燃焼器ライナ５１の出口を塞ぐように配置されている。逆旋回付与部１２０は、環状のスワーラで構成される。なお、スワーラの構造は、第１の実施の形態において説明したとおりである。
　逆旋回付与部１２０は、逆旋回付与部１２０を通過する燃焼ガスの流れに対して、酸化剤の旋回流の旋回方向と逆方向の旋回を与える。すなわち、逆旋回付与部１２０で燃焼ガスの流れに付与する旋回方向は、逆旋回付与部１２０よりも上流側の燃焼ガスの旋回流における旋回方向と逆方向である。
　なお、各燃焼器５０における酸化剤の旋回流の旋回方向は、特に限定されない。すなわち、各燃焼器５０における酸化剤の旋回流の旋回方向は、時計回りであっても、反時計回りであってもよい。
　逆旋回付与部１２０を構成するスワーラは、逆旋回付与部１２０に流入する燃焼ガスの旋回流における周方向速度成分を消滅させるように設計される。
　上記した逆旋回付与部１２０を備える燃焼器５０において、燃焼ガスが逆旋回付与部１２０を通過することで、燃焼ガスの旋回流が減衰する。これによって、後部ライナ６０に流入する燃焼ガスの流れは、周方向速度成分をほぼ有しない流れとなる。
　そして、屈曲流路部７１から環状流路部７２に広がる流れは、例えば、図３に示す断面において、環状流路部７２の左右方向（時計回り方向および反時計回り方向）に均一に広がる。これによって、燃焼ガスの流れは、タービンロータ９７の周囲を囲む環状流路部７２の環状の流路内においてほぼ均一な速度分布となる。
　上記したように、第２の実施の形態の燃焼器構造体２によれば、各燃焼器５０の燃焼器ライナ５１の出口に逆旋回付与部１２０を備えることで、各燃焼器５０から排出される際、周方向速度成分をほぼ有しない燃焼ガスの流れが得られる。
　これによって、スクロール７０（環状流路部７２）の出口７３から周方向に亘ってほぼ均一な速度で燃焼ガスを初段の静翼９５に噴出することができる。
　なお、第２の実施の形態においては、具体的なＣＦＤ解析結果は示していないが、逆旋回付与部１２０を備えることで、第１の実施の形態の燃焼器構造体１における結果と同様の結果が得られる。すなわち、第２の実施の形態の燃焼器構造体２の環状流路部７２では、上半上部中央位置Ｑよりも反時計回り側の圧力分布と、上半上部中央位置Ｑよりも時計回り側の圧力分布とがほぼ同じ分布を示す。
　（第３の実施の形態）
　図８は、第３の実施の形態の燃焼器構造体３の縦断面を示す図である。
　第３の実施の形態の燃焼器構造体３においては、ＣＯ２旋回流導入部１３０が備えられた以外は第１の実施の形態の燃焼器構造体１の構成と基本的に同じである。そのため、ここでは、主にＣＯ２旋回流導入部１３０の構成について説明する。
　図８に示すように、燃焼器構造体３の各燃焼器５０は、燃焼器ライナ５１の出口の外周に環状のＣＯ２旋回流導入部１３０を備える。
　ＣＯ２旋回流導入部１３０は、配管３１から燃焼器ケーシング１１０内に供給された冷却媒体である超臨界ＣＯ２に旋回を与えて後部ライナ６０内に超臨界ＣＯ２の旋回流を導入する。ＣＯ２旋回流導入部１３０は、環状のスワーラで構成される。
　ＣＯ２旋回流導入部１３０から後部ライナ６０内に導入される超臨界ＣＯ２の旋回流の旋回方向は、ＣＯ２旋回流導入部１３０が備えられる燃焼器ライナ５１から排出される燃焼ガスの旋回流の旋回方向と逆方向である。
　なお、各燃焼器５０における酸化剤の旋回流の旋回方向は、特に限定されない。すなわち、各燃焼器５０における酸化剤の旋回流の旋回方向は、時計回りであっても、反時計回りであってもよい。
　各ＣＯ２旋回流導入部１３０から後部ライナ６０内に導入される、超臨界ＣＯ２の流量および旋回流における軸方向速度成分に対する周方向速度成分の割合は、燃焼器ライナ５１から排出される燃焼ガスの流れの旋回流の周方向速度成分を打ち消す程度に設定される。
　上記した各燃焼器５０において、燃焼器ライナ５１から排出される燃焼ガスの流れの外周を囲むように、燃焼ガスの旋回流の旋回方向とは逆方向に旋回する超臨界ＣＯ２がＣＯ２旋回流導入部１３０から噴出される。
　これによって、燃焼ガスの旋回流は、旋回する超臨界ＣＯ２の旋回流によって減衰される。そして、燃焼ガスの流れは、後部ライナ６０内を流れる間に、周方向速度成分をほぼ有しない流れとなる。
　そして、屈曲流路部７１から環状流路部７２に広がる流れは、例えば、図３に示す断面において、環状流路部７２の左右方向（時計回り方向および反時計回り方向）に均一に広がる。これによって、燃焼ガスの流れは、タービンロータ９７の周囲を囲む環状流路部７２の環状の流路内においてほぼ均一な速度分布となる。
　上記したように、第３の実施の形態の燃焼器構造体３によれば、各燃焼器５０における燃焼器ライナ５１の出口の外周に環状のＣＯ２旋回流導入部１３０を備えることで、燃焼ガスの旋回流を超臨界ＣＯ２の流れによって減衰させることができる。
　これによって、スクロール７０（環状流路部７２）の出口７３から周方向に亘ってほぼ均一な速度で燃焼ガスを初段の静翼９５に噴出することができる。
　（第４の実施の形態）
　図９は、第４の実施の形態の燃焼器構造体４の縦断面を示す図である。図１０は、図９のＣ－Ｃ断面を示す図である。
　第４の実施の形態の燃焼器構造体４においては、ＣＯ２旋回流導入部１４０が備えられた以外は第１の実施の形態の燃焼器構造体１の構成と基本的に同じである。そのため、ここでは、主にＣＯ２旋回流導入部１４０の構成について説明する。
　図９および図１０に示すように、燃焼器構造体４は、後部ライナ６０に形成されたＣＯ２旋回流導入部１４０を備える。
　図１０に示すように、ＣＯ２旋回流導入部１４０は、後部ライナ６０の中心軸方向の所定位置において後部ライナ６０の側壁の周方向に形成されている。ＣＯ２旋回流導入部１４０は、後部ライナ６０の中心軸Ｏに向かう方向（半径方向）に対して所定の角度傾けた方向に後部ライナ６０を貫通する複数の貫通孔で構成される。
　図１０に断面において、貫通孔は、例えば、後部ライナ６０の内周面の接線方向に後部ライナ６０を貫通する。
　ＣＯ２旋回流導入部１４０である各貫通孔は、配管３１から燃焼器ケーシング１１０内に供給された冷却媒体である超臨界ＣＯ２を噴出することで、後部ライナ６０内に超臨界ＣＯ２の旋回流を形成する。
　ここで、各燃焼器５０における酸化剤の旋回流の旋回方向は、同じ方向に設定されている。すなわち、各燃焼器ライナ５１から排出される燃焼ガスの旋回流の旋回方向も同じ方向となる。
　ここで、ＣＯ２旋回流導入部１４０である複数の貫通孔は、各燃焼器ライナ５１から排出される燃焼ガスの旋回流の旋回方向とは逆方向の超臨界ＣＯ２の旋回流を形成するように形成される。図１０には、各燃焼器５０の燃焼器ライナ５１内の燃焼ガスの旋回流の旋回方向および貫通孔から噴出される超臨界ＣＯ２の噴出方向を矢印で示している。
　ここで、ＣＯ２旋回流導入部１４０は、後部ライナ６０の入口側、すなわち、後部ライナ６０における上流部に形成されることが好ましい。また、ＣＯ２旋回流導入部１４０は、後部ライナ６０の中心軸方向の複数の所定位置に形成されてもよい。すなわち、ＣＯ２旋回流導入部１４０は、後部ライナ６０の中心軸方向に複数段形成されてもよい。
　ＣＯ２旋回流導入部１４０から後部ライナ６０内に導入される超臨界ＣＯ２の流量およびＣＯ２旋回流導入部１４０である貫通孔の中心軸Ｏに向かう方向に対する傾斜角度は、後部ライナ６０内に形成される燃焼ガスの旋回流の周方向速度成分を打ち消す程度に設定される。
　上記した燃焼器構造体４において、各燃焼器ライナ５１から排出される燃焼ガスによって後部ライナ６０内に一方の方向に旋回する旋回流が形成される。一方、ＣＯ２旋回流導入部１４０である貫通孔から噴出された超臨界ＣＯ２によって、燃焼ガスの流れの旋回方向と逆方向の超臨界ＣＯ２の旋回流が後部ライナ６０内に形成される。
　そして、燃焼ガスの旋回流は、超臨界ＣＯ２の旋回流によって減衰される。これによって、燃焼ガスの流れは、後部ライナ６０内を流れる間に、周方向速度成分をほぼ有しない流れとなる。
　そして、屈曲流路部７１から環状流路部７２に広がる流れは、例えば、図３に示す断面において、環状流路部７２の左右方向（時計回り方向および反時計回り方向）に均一に広がる。これによって、燃焼ガスの流れは、タービンロータ９７の周囲を囲む環状流路部７２の環状の流路内においてほぼ均一な速度分布となる。
　上記したように、第４の実施の形態の燃焼器構造体４によれば、後部ライナ６０にＣＯ２旋回流導入部１４０を備えることで、燃焼ガスの旋回流を超臨界ＣＯ２の旋回流によって減衰させることができる。これによって、スクロール７０（環状流路部７２）の出口７３から周方向に亘ってほぼ均一な速度で燃焼ガスを初段の静翼９５に噴出することができる。
　ここで、第４の実施の形態の燃焼器構造体４におけるＣＯ２旋回流導入部１４０の構成は、上記した構成に限られない。
　図１１は、第４の実施の形態の他の構成の燃焼器構造体４の縦断面を示す図である。
　図１１に示すように、ＣＯ２旋回流導入部１４０は、後部ライナ６０の上流端に設けられた上流端壁６１に設けられた環状のスワーラで構成されてもよい。環状のスワーラは、上流端壁６１の外縁に周方向に亘って形成されている。
　ＣＯ２旋回流導入部１４０であるスワーラは、配管３１から燃焼器ケーシング１１０内に供給された超臨界ＣＯ２を噴出することで、後部ライナ６０内に超臨界ＣＯ２の旋回流を形成する。
　ここで、前述したように、各燃焼器ライナ５１から排出される燃焼ガスの流れの旋回方向も同じ方向である。
　ＣＯ２旋回流導入部１４０から噴出される超臨界ＣＯ２の旋回流の旋回方向は、各燃焼器ライナ５１から排出される燃焼ガスの流れの旋回方向と逆方向である。
　ＣＯ２旋回流導入部１４０から後部ライナ６０内に導入される超臨界ＣＯ２の流量およびＣＯ２旋回流導入部１４０を構成するスワーラの軸方向速度成分に対する周方向速度成分の割合は、後部ライナ６０内に形成される燃焼ガスの旋回流の周方向速度成分を打ち消す程度に設定される。
　上記した他の構成のＣＯ２旋回流導入部１４０を備える場合においても、図１０および図９に示したＣＯ２旋回流導入部１４０を備える場合と同様の作用効果を得ることができる。
　（第５の実施の形態）
　図１２は、第５の実施の形態の燃焼器構造体５の縦断面を示す図である。
　第５の実施の形態の燃焼器構造体５においては、ＣＯ２旋回流導入部１５０が備えられた以外は第１の実施の形態の燃焼器構造体１の構成と基本的に同じである。そのため、ここでは、主にＣＯ２旋回流導入部１５０の構成について説明する。
　図１２に示すように、燃焼器構造体５は、後部ライナ６０の上流端に設けられた上流端壁６１にＣＯ２旋回流導入部１５０を備える。ＣＯ２旋回流導入部１５０は、各燃焼器ライナ５１に対応して所定の円周上に設けられた貫通口６３よりも中央に設けられた環状のスワーラで構成される。
　ＣＯ２旋回流導入部１５０であるスワーラは、配管３１から燃焼器ケーシング１１０内に供給された冷却媒体である超臨界ＣＯ２を噴出することで、後部ライナ６０内に超臨界ＣＯ２の旋回流を形成する。
　ここで、各燃焼器５０における酸化剤の旋回流の旋回方向は、同じ方向に設定されている。すなわち、各燃焼器ライナ５１から排出される燃焼ガスの旋回流の旋回方向も同じ方向となる。
　ＣＯ２旋回流導入部１５０から噴出される超臨界ＣＯ２の旋回流の旋回方向は、各燃焼器ライナ５１から排出される燃焼ガスの流れの旋回方向と逆方向である。
　ＣＯ２旋回流導入部１５０から後部ライナ６０内に導入される超臨界ＣＯ２の流量およびＣＯ２旋回流導入部１５０を構成するスワーラの軸方向速度成分に対する周方向速度成分の割合は、後部ライナ６０内に形成される燃焼ガスの旋回流の周方向速度成分を打ち消す程度に設定される。
　上記した燃焼器構造体５において、各燃焼器ライナ５１から排出される燃焼ガスによって後部ライナ６０内に一方の方向に旋回する旋回流が形成される。一方、ＣＯ２旋回流導入部１５０であるスワーラから噴出された超臨界ＣＯ２によって、燃焼ガスの流れの旋回方向と逆方向の超臨界ＣＯ２の旋回流が後部ライナ６０内に形成される。この超臨界ＣＯ２の旋回流は、燃焼ガスの旋回流の旋回中央部に形成される。
　そして、燃焼ガスの旋回流は、超臨界ＣＯ２の旋回流によって減衰される。これによって、燃焼ガスの流れは、後部ライナ６０内を流れる間に、周方向速度成分をほぼ有しない流れとなる。
　そして、屈曲流路部７１から環状流路部７２に広がる流れは、例えば、図３に示す断面において、環状流路部７２の左右方向（時計回り方向および反時計回り方向）に均一に広がる。これによって、燃焼ガスの流れは、タービンロータ９７の周囲を囲む環状流路部７２の環状の流路内においてほぼ均一な速度分布となる。
　上記したように、第５の実施の形態の燃焼器構造体５によれば、後部ライナ６０にＣＯ２旋回流導入部１５０を備えることで、燃焼ガスの旋回流を超臨界ＣＯ２の旋回流によって減衰させることができる。
　これによって、スクロール７０（環状流路部７２）の出口７３から周方向に亘ってほぼ均一な速度で燃焼ガスを初段の静翼９５に噴出することができる。
　なお、上記した第３の実施の形態～第５の実施の形態においては、具体的なＣＦＤ解析結果は示していないが、ＣＯ２旋回流導入部１３０、１４０、１５０を備えることで、第１の実施の形態の燃焼器構造体１における結果と同様の結果が得られる。
　すなわち、第３の実施の形態～第５の実施の形態における燃焼器構造体３、４、５の環状流路部７２では、上半上部中央位置Ｑよりも反時計回り側の圧力分布と、上半上部中央位置Ｑよりも時計回り側の圧力分布とがほぼ同じ分布を示す。
　（他の実施の形態）
　第３の実施の形態の燃焼器構造体３において各燃焼器ライナ５１から排出される燃焼ガスの旋回流の旋回方向が同じ場合（各燃焼器５０における酸化剤の旋回流の旋回方向が同じ場合）、燃焼器構造体３は、第４の実施の形態の燃焼器構造体４におけるＣＯ２旋回流導入部１４０または第５の実施の形態の燃焼器構造体５におけるＣＯ２旋回流導入部１５０をさらに備えてもよい。
　また、第４の実施の形態の燃焼器構造体４は、第５の実施の形態の燃焼器構造体５におけるＣＯ２旋回流導入部１５０をさらに備えてもよい。
　また、上記した本実施の形態では、上半側に燃焼器構造体１、２、３、４、５を備えた一例を示したが、この構成に限られない。
　燃焼器構造体１、２、３、４、５は、下半側に備えられてもよい。この場合、燃焼器構造体１、２、３、４、５は、外部ケーシング８５および内部ケーシング９０を、例えば、鉛直下方から貫通して配置されている。
　さらに、燃焼器構造体１、２、３、４、５は、上半側および下半側の双方に備えられてもよい。
　以上説明した実施形態によれば、燃焼器において燃焼ガスの旋回流が形成される場合においても、スクロール出口から周方向に亘ってほぼ均一な速度で燃焼ガスを初段の静翼に噴出することが可能となる。
　本発明のいくつかの実施形態を説明したが、これらの実施形態は、例として提示したものであり、発明の範囲を限定することは意図していない。これら新規な実施形態は、その他の様々な形態で実施されることが可能であり、発明の要旨を逸脱しない範囲で、種々の省略、置き換え、変更を行うことができる。これら実施形態やその変形は、発明の範囲や要旨に含まれるとともに、特許請求の範囲に記載された発明とその均等の範囲に含まれる。
　１、２、３、４、５…燃焼器構造体、８…ガスタービン設備、１０…燃料供給系統、１１、２１、３１、３４、３６…配管、１２、２２、３５…流量調整弁、２０…酸素供給系統、２３、３３…圧縮機、３０…二酸化炭素循環系統、３２…凝縮器、４０…タービン、４１…発電機、４２…熱交換器、５０…燃焼器、５１…燃焼器ライナ、５１ａ…上流端壁、５１ｂ…開口、５１ｃ…導入孔、５２…燃料供給部、５２ａ、５３ａ、７３…出口、５３…酸化剤供給部、５４…燃料‐酸化剤供給機構、５５…スワーラ、６０…後部ライナ、６１…上流端壁、６２…導入孔、６３、８６、９１…貫通口、７０…スクロール、７１…屈曲流路部、７２…環状流路部、８０…ケーシング、８５…外部ケーシング、９０…内部ケーシング、９０ａ…外周面、９２…突条部、９３…シールリング、９５…静翼、９５ａ…内輪側壁、９５ｂ…外輪側壁、９５ｃ…外側壁、９６…動翼、９７…タービンロータ、９８…ロータホイール、１００…スリーブ、１１０…燃焼器ケーシング、１１１…ヘッドプレート、１２０…逆旋回付与部、１３０、１４０、１５０…ＣＯ２旋回流導入部。

Claims (8)

  1. 　ガスタービンのタービンロータの軸方向に垂直な方向から前記ガスタービンのケーシングを貫通して配置されるガスタービン燃焼器構造体であって、
    　複数の燃焼器と、
    　複数の前記燃焼器の下流側に前記タービンロータの軸方向に垂直な方向に設けられた筒体で構成され、複数の前記燃焼器から排出された燃焼ガスを集合させて下流側へ導く後部ライナと、
    　前記後部ライナの下流端に接続され、前記後部ライナから排出された燃焼ガスを前記タービンロータの軸方向に導くとともに前記タービンロータの周方向に導くスクロールと
    　を備え、
    　各前記燃焼器は、
    　燃料と酸化剤を燃焼させる筒状の燃焼器ライナと、
    　前記燃焼器ライナの上流端に設けられ、燃料を前記燃焼器ライナ内に供給する燃料供給部と、
    　前記燃料供給部の周囲に環状に設けられ、酸化剤の旋回流を前記燃焼器ライナ内に供給する酸化剤供給部と
    　を備え、
    　複数の前記燃焼器は、
    　前記酸化剤供給部の下流側から見たときに、酸化剤の前記旋回流の旋回方向が時計回りである前記燃焼器と、
    　前記酸化剤供給部の下流側から見たときに、酸化剤の前記旋回流の旋回方向が反時計回りである前記燃焼器と
    　を備えることを特徴とするガスタービン燃焼器構造体。
  2. 　複数の前記燃焼器が偶数個の前記燃焼器で構成され、
    　前記燃焼器ライナの下流側から見たときに、複数の前記燃焼器は、所定の円周上に等間隔に配置され、
    　周方向に隣接する前記燃焼器において酸化剤の前記旋回流の旋回方向がそれぞれ逆方向であることを特徴とする請求項１記載のガスタービン燃焼器構造体。
  3. 　ガスタービンのタービンロータの軸方向に垂直な方向から前記ガスタービンのケーシングを貫通して配置されるガスタービン燃焼器構造体であって、
    　複数の燃焼器と、
    　複数の前記燃焼器の下流側に前記タービンロータの軸方向に垂直な方向に設けられた筒体で構成され、複数の前記燃焼器から排出された燃焼ガスを集合させて下流側へ導く後部ライナと、
    　前記後部ライナの下流端に接続され、前記後部ライナから排出された燃焼ガスを前記タービンロータの軸方向に導くとともに前記タービンロータの周方向に導くスクロールと
    　を備え、
    　各前記燃焼器は、
    　燃料と酸化剤を燃焼させる筒状の燃焼器ライナと、
    　前記燃焼器ライナの上流端に設けられ、燃料を前記燃焼器ライナ内に供給する燃料供給部と、
    　前記燃料供給部の周囲に環状に設けられ、酸化剤の旋回流を前記燃焼器ライナ内に供給する酸化剤供給部と、
    　前記燃焼器ライナの出口に配置され、酸化剤の前記旋回流の旋回方向と逆方向の旋回を与える逆旋回付与部と
    　を備えることを特徴とするガスタービン燃焼器構造体。
  4. 　ガスタービンのタービンロータの軸方向に垂直な方向から前記ガスタービンのケーシングを貫通して配置されるガスタービン燃焼器構造体であって、
    　燃焼器ケーシングと、
    　前記燃焼器ケーシング内に配置された複数の燃焼器と、
    　複数の前記燃焼器の下流側に前記タービンロータの軸方向に垂直な方向に設けられた筒体で構成され、複数の前記燃焼器から排出された燃焼ガスを集合させて下流側へ導く後部ライナと、
    　前記後部ライナの下流端に接続され、前記後部ライナから排出された燃焼ガスを前記タービンロータの軸方向に導くとともに前記タービンロータの周方向に導くスクロールと、
    　前記燃焼器ケーシング内に冷却媒体を供給する冷却媒体供給部と、
    　前記燃焼器ケーシング内に供給された前記冷却媒体に旋回を与えて前記後部ライナ内に前記冷却媒体を導入する旋回流導入部と
    　を備え、
    　各前記燃焼器は、
    　燃料と酸化剤を燃焼させる筒状の燃焼器ライナと、
    　前記燃焼器ライナの上流端に設けられ、燃料を前記燃焼器ライナ内に供給する燃料供給部と、
    　前記燃料供給部の周囲に環状に設けられ、酸化剤の旋回流を前記燃焼器ライナ内に供給する酸化剤供給部と
    　を備え、
    　前記旋回流導入部から導入される前記冷却媒体による旋回流の旋回方向は、酸化剤の前記旋回流の旋回方向と逆方向であることを特徴とするガスタービン燃焼器構造体。
  5. 　前記旋回流導入部は、各前記燃焼器における前記燃焼器ライナの出口の外周に設けられた環状のスワーラで構成されていることを特徴とする請求項４記載のガスタービン燃焼器構造体。
  6. 　各前記燃焼器における酸化剤の前記旋回流の旋回方向が同じ方向であり、
    　前記旋回流導入部は、前記後部ライナの中心軸方向の所定位置において前記後部ライナの周方向に形成され、前記後部ライナの中心軸に向かう方向に対して傾けた方向に前記後部ライナを貫通する複数の貫通孔で構成されていることを特徴とする請求項４記載のガスタービン燃焼器構造体。　
  7. 　前記ガスタービン燃焼器構造体は、
    　各前記燃焼器の前記燃焼器ライナの下流端部と嵌合する貫通口を有し、前記後部ライナの上流端を封鎖する平板状の端壁を備え、
    　各前記燃焼器における酸化剤の前記旋回流の旋回方向が同じ方向であり、
    　前記旋回流導入部は、前記端壁の外縁に設けられた環状のスワーラで構成されていることを特徴とする請求項４記載のガスタービン燃焼器構造体。
  8. 　前記ガスタービン燃焼器構造体は、
    　各前記燃焼器の前記燃焼器ライナの下流端部と嵌合する貫通口を有し、前記後部ライナの上流端を封鎖する平板状の端壁を備え、
    　前記燃焼器ライナの下流側から見たときに、複数の前記燃焼器は、所定の円周上に等間隔に配置され、
    　各前記燃焼器における酸化剤の前記旋回流の旋回方向が同じ方向であり、
    　前記旋回流導入部は、前記端壁において、前記燃焼器ライナに対応して所定の円周上に設けられた前記貫通口よりも中央に設けられた環状のスワーラで構成されていることを特徴とする請求項４記載のガスタービン燃焼器構造体。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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US11907098B2 (en) 2022-04-01 2024-02-20 Rebellions Inc. Method for measuring performance of neural processing device and device for measuring performance

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0522868B2 (ja) 1983-09-28 1993-03-30 Mitsubishi Jukogyo Kk
JP2014037825A (ja) * 2012-07-20 2014-02-27 Toshiba Corp タービン、及び発電システム
JP2014215036A (ja) * 2013-04-26 2014-11-17 アルストム テクノロジー リミテッドＡＬＳＴＯＭ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｌｔｄ ガスタービンにおける缶型環状燃焼器配列用の缶型燃焼器

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0522868B2 (ja) 1983-09-28 1993-03-30 Mitsubishi Jukogyo Kk
JP2014037825A (ja) * 2012-07-20 2014-02-27 Toshiba Corp タービン、及び発電システム
JP2014215036A (ja) * 2013-04-26 2014-11-17 アルストム テクノロジー リミテッドＡＬＳＴＯＭ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｌｔｄ ガスタービンにおける缶型環状燃焼器配列用の缶型燃焼器

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11907098B2 (en) 2022-04-01 2024-02-20 Rebellions Inc. Method for measuring performance of neural processing device and device for measuring performance

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