WO2023145627A1 - ガスタービン燃焼器及びガスタービン - Google Patents

ガスタービン燃焼器及びガスタービン Download PDF

Info

Publication number
WO2023145627A1
WO2023145627A1 PCT/JP2023/001622 JP2023001622W WO2023145627A1 WO 2023145627 A1 WO2023145627 A1 WO 2023145627A1 JP 2023001622 W JP2023001622 W JP 2023001622W WO 2023145627 A1 WO2023145627 A1 WO 2023145627A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
air
gas turbine
combustion
turbine combustor
combustion cylinder
Prior art date
Application number
PCT/JP2023/001622
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
直人 藤原
栄一 小林
充博 苅宿
康広 堀内
Original Assignee
三菱重工業株式会社
三菱パワー株式会社
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 三菱重工業株式会社, 三菱パワー株式会社 filed Critical 三菱重工業株式会社
Publication of WO2023145627A1 publication Critical patent/WO2023145627A1/ja

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply

Definitions

  • the present disclosure relates to gas turbine combustors and gas turbines.
  • This application claims priority based on Japanese Patent Application No. 2022-011689 filed with the Japan Patent Office on January 28, 2022, the content of which is incorporated herein.
  • An air hole plate is arranged between the fuel nozzle and the combustion chamber, and inside the air hole provided in the air hole plate, the fuel flow and the air flow formed on the outer peripheral side of the fuel flow are ejected into the combustion chamber. is known (see, for example, Patent Document 1).
  • Gas turbine combustors such as those described in US Pat.
  • a multi-cluster combustor such as that described in Patent Document 1
  • the flame length is shorter than that of a conventional combustor that is not a multi-cluster combustor. be. Therefore, in order to suppress combustion vibration, it is important to arrange an acoustic device having a sound damping space immediately below the burner.
  • the gas turbine combustor as described in Patent Document 1 since the area where the acoustic device is arranged is likely to reach a relatively high temperature, it is necessary to achieve both cooling and acoustic characteristics.
  • At least one embodiment of the present disclosure aims to achieve both cooling and acoustic characteristics in a gas turbine combustor.
  • a gas turbine combustor having a combustion chamber inside and formed with a plurality of through holes opening to the combustion chamber; a housing disposed on the outer peripheral side of the combustion cylinder and defining an acoustic damping space communicating with the combustion chamber through the through hole; an air hole plate formed with a plurality of air holes and located upstream of the combustion cylinder; a plurality of fuel nozzles corresponding to each of the plurality of air holes; an air passage provided between the inner peripheral surface of the combustion tube and the outer peripheral surface of the air hole plate and extending in the axial direction of the combustion tube; an air supply channel for supplying air flowing outside the combustion liner to the acoustic attenuation space; with At least one of the plurality of through holes is provided directly below the air hole plate in the axial direction.
  • a gas turbine according to at least one embodiment of the present disclosure, a compressor for producing compressed air; a gas turbine combustor having the configuration (1); a turbine rotationally driven by combustion gases produced by the gas turbine combustor; Prepare.
  • FIG. 1 is a diagram showing a schematic configuration of a gas turbine provided with a gas turbine combustor according to an embodiment of the present disclosure
  • FIG. FIG. 2 is a schematic partial cross-sectional view enlarging the vicinity of the upstream end in the axial direction of the combustor liner in the gas turbine combustor according to the embodiment provided in the gas turbine shown in FIG. 1
  • 2B is an enlarged view of part A of FIG. 2A
  • FIG. FIG. 2B is a cross-sectional view taken along the line III-III in FIG. 2A
  • FIG. 2B is a sectional view taken along line IV-IV in FIG. 2A
  • FIG. 2B is a cross-sectional view taken along line VV in FIG. 2A
  • 2B is a sectional view taken along the line VI-VI of FIG. 2A
  • FIG. FIG. 2B is a view corresponding to a cross-sectional view taken along line VI-VI in FIG. 2A.
  • expressions that express shapes such as squares and cylinders do not only represent shapes such as squares and cylinders in a geometrically strict sense, but also include irregularities and chamfers to the extent that the same effect can be obtained. Shapes including parts etc. shall also be represented.
  • the expressions “comprising”, “comprising”, “having”, “including”, or “having” one component are not exclusive expressions excluding the presence of other components.
  • FIG. 1 shows a schematic configuration of a gas turbine provided with a gas turbine combustor according to one embodiment of the present disclosure.
  • a gas turbine 1 shown in FIG. 1 includes an air compressor 110 , a gas turbine combustor 100 and a turbine 180 .
  • a gas turbine combustor 100 includes a combustor liner (inner cylinder) 153, a liner flow sleeve (outer cylinder) 154, a transition piece 152, a transition piece flow sleeve 150, a burner 200, and a fuel system 22.
  • FIG. 1 shows the burner 200 and the fuel system 22 in a simplified manner.
  • the air compressor 110 is rotationally driven by the turbine 180 and compresses air (intake air) sucked from the atmosphere through an intake section (not shown) to produce high-pressure air (for combustion). air) 120 and feeds the gas turbine combustor 100 .
  • Gas turbine combustor 100 mixes and combusts high pressure air 120 supplied from air compressor 110 with fuel supplied from fuel system 22 to generate high temperature combustion gas 170 which is supplied to turbine 180 .
  • the high-pressure air 120 which is combustion air discharged from the air compressor 110, is introduced from the diffuser 130 into the casing 140, and is introduced into the transition piece flow sleeve 150 of the gas turbine combustor 100. From the air introduction hole 151 provided in the transition piece flow sleeve 150 , it flows into the flow path formed in the gap between the transition piece flow sleeve 150 and the transition piece 152 disposed inside the transition piece flow sleeve 150 .
  • the high-pressure air 120 that has flowed into the flow path formed in this gap is then directed to the combustor liner 153 of the gas turbine combustor 100 and the liner that is arranged concentrically with the combustor liner 153 on the outer peripheral side of the combustor liner 153 .
  • the flow is reversed, mixed with the fuel introduced from the fuel system 22 and injected from the plurality of fuel nozzles 210 constituting the cluster nozzles, and mixed with the fuel in the combustor liner 153 .
  • Combustion occurs in internal combustion chamber 160 to form flame 156 and generate high temperature, high pressure combustion gases 170 .
  • the work generated when the high-temperature, high-pressure combustion gas 170 introduced into the turbine 180 undergoes adiabatic expansion is converted into shaft rotation force in the turbine 180.
  • An output is obtained from the generator 190 by driving the generator 190 connected by the shaft.
  • the air compressor 110 and the generator 190 that constitute the gas turbine 1 are connected to the turbine 180 by a turbine shaft.
  • the air compressor 110, the turbine 180, and the generator 190 may have two or more turbine shafts instead of one.
  • gas turbines which are widely used in thermal power plants and the like, have a configuration in which multiple gas turbine combustors are arranged radially with respect to the turbine shaft.
  • the direction along the central axis AXc of the gas turbine combustor 100 is also referred to as the axial direction of the gas turbine combustor 100 or simply the axial direction.
  • the direction in which the combustion gas 170 flows is referred to as the axial downstream side, or simply the downstream side, and the direction opposite to the flow of the combustion gas 170 is referred to as the axial upstream side, or simply the upstream side.
  • the central axis AXc of the gas turbine combustor 100 is the central axis of the combustor liner 153 having a cylindrical shape, for example.
  • the axial direction of the gas turbine combustor 100 is the axial direction of the combustor liner 153 .
  • the circumferential direction of the combustor liner 153 is also simply referred to as the circumferential direction
  • the radial direction of the combustor liner 153 is simply referred to as the radial direction.
  • a gas turbine combustor 100 is a hydrogen-only combustor. Thereby, it is possible to prevent carbon dioxide from being discharged from the gas turbine combustor 100 .
  • the gas turbine combustor 100 may be a gas turbine combustor capable of combusting hydrogen fuel and other fuels other than hydrogen fuel. good.
  • the gas turbine combustor 100 according to one embodiment may be a gas turbine combustor capable of mono-firing hydrogen fuel, mono-firing natural gas fuel, and co-firing hydrogen fuel and natural gas fuel.
  • the burner 200 is arranged perpendicular to the central axis AXc of the gas turbine combustor 100 and axially upstream of the combustor liner 153 . located on the side edge.
  • burner 200 includes fuel header 230 , multiple fuel nozzles 210 and air hole plate 25 .
  • a gas turbine combustor 100 is a so-called multi-cluster combustor.
  • multiple air holes 250 are formed in the air hole plate 25 .
  • the plurality of fuel nozzles 210 are arranged in one-to-one correspondence with the plurality of air holes 250 formed in the air hole plate 25 arranged close to the downstream side of the fuel nozzles 210 in the axial direction. They are arranged coaxially with the air hole 250 .
  • the hydrogen fuel injected from the plurality of fuel nozzles 210 toward the plurality of air holes 250 formed in the air hole plate 25 is jetted into the combustion chamber 160 together with the combustion air supplied from the air compressor 110 and rapidly mixed. and combust, forming flame 156 and generating high temperature, high pressure combustion gases 170 as described above.
  • FIG. 2A is a schematic partial cross-sectional view enlarging the vicinity of the upstream end in the axial direction of the combustor liner 153 in the gas turbine combustor 100 according to one embodiment provided in the gas turbine 1 shown in FIG. is.
  • FIG. 2B is an enlarged view of part A of FIG. 2A.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view taken along line III-III in FIG. 2A.
  • FIG. 4 is a sectional view taken along line IV-IV in FIG. 2A.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view taken along line VV in FIG. 2A.
  • FIG. 6A is a cross-sectional view taken along line VI-VI in FIG. 2A.
  • FIG. 6B is a view corresponding to the VI-VI arrow cross-sectional view of FIG. 2A and shows another example of the cooling passage 312, which will be described later. Details of the gas turbine combustor 100 according to one embodiment will be described below with reference to FIGS. 2A to 6B.
  • the burner 200 includes an air hole plate outer periphery support 26 that supports the outer periphery of the air hole plate 25 .
  • the combustor liner 153 is connected to the combustion tube main body 31 forming the combustion chamber 160 and the axially upstream end 31 u of the combustion tube main body 31 by the weld 35 . It includes a combustion cylinder fixing adapter 33 that is attached.
  • the axially downstream side portion of the air hole plate outer peripheral support 26 and the axially upstream end portion of the combustion cylinder fixing adapter 33 are connected by the welded portion 27 . .
  • the gas turbine combustor 100 has an acoustic device 40 attached to the combustion can body 31 of the combustor liner 153 .
  • the acoustic device 40 has a housing 41 and acoustic holes 43 .
  • the combustion can body 31 of the combustor liner 153 has a region 311 covered by the housing 41 and having at least one acoustic hole 43 formed in the region 311 .
  • a plurality of acoustic holes 43 are formed in the region 311, and each acoustic hole 43 has a circular cross-sectional shape.
  • Acoustic hole 43 is a through hole that opens to combustion chamber 160 .
  • the housing 41 is arranged on the outer peripheral side of the combustion cylinder main body 31 and defines an acoustic damping space 45 that communicates with the combustion chamber 160 via the acoustic holes 43 .
  • the housing 41 extends along the circumferential direction of the combustion cylinder main body 31 . Housing 41 is secured to combustor liner 153 by, for example, welding.
  • the acoustic device 40 attached to the combustor liner 153 attenuates pressure fluctuations in the combustor 160 due to combustion vibration.
  • the acoustic device 40 is a so-called acoustic liner, and can absorb relatively high-frequency sound caused by combustion vibration.
  • the acoustic device 40 may be an acoustic damper capable of absorbing relatively low-frequency sounds caused by combustion vibrations.
  • an acoustic damper (not shown) may be provided together with the acoustic device 40 according to one embodiment.
  • a plurality of acoustic devices 40 having different frequencies of combustion vibration to be attenuated by different heights in the radial direction of the housing 41 are arranged in different regions in the circumferential direction. You may
  • At least one of the plurality of acoustic holes 43 may be provided directly below the air hole plate 25 in the axial direction. 2A and 2B, all of the plurality of acoustic holes 43 are provided directly below the air hole plate 25 in the axial direction.
  • the area immediately below the air hole plate 25 in the axial direction is, for example, the area on the upstream side in the axial direction of the reaction zone of the flame 156 .
  • traces of flame are observed on inner peripheral surface 153b of combustor liner 153 (inner peripheral surface 31b of combustion tube main body 31).
  • the term "directly below the air hole plate 25 in the axial direction" refers to, for example, the area on the upstream side in the axial direction of the trail of flame.
  • the flame length is shorter than in conventional combustors that are not multi-cluster combustors, so combustion Vibrational antinodes and nodes are formed near the burner exit. Therefore, it is important to dispose the acoustic device 40 having the acoustic damping space 45 directly below the burner 200 (air hole plate 25) in order to suppress the combustion vibration.
  • the region 311 where the acoustic device 40 is arranged is a region that tends to be relatively hot, it is necessary to achieve both cooling and acoustic characteristics.
  • the flame becomes axial as the combustion speed increases. Run upstream in the direction. Therefore, a flame is formed directly below the burner 200, and the most upstream portion of the combustor liner 153 is exposed to the flame, making cooling difficult.
  • the cooling air is blown out from the acoustic holes 43 into the combustion chamber 160 as described later, thereby suppressing the flame from entering the acoustic attenuation space 45 through the acoustic holes 43.
  • the most upstream portion of the combustor liner 153 which tends to reach a relatively high temperature, is cooled.
  • cooling air is supplied from the air passage 50 between the inner peripheral surface 153b of the combustor liner 153 and the outer peripheral surface 25a of the air hole plate 25 to the combustion chamber as described later.
  • the gas turbine combustor 100 includes an air supply passage 49 for supplying high pressure air 120 , which is the air flowing outside the combustor liner 153 , to the sound attenuation space 45 .
  • the combustion tube main body 31 of the combustor liner 153 is arranged axially inside the wall 31W forming the combustion tube main body 31.
  • a plurality of extending cooling passages 312 are formed at spaced intervals along the circumferential direction.
  • the plurality of cooling passages 312 have an inlet opening 312a that opens to the outer peripheral surface 31a of the combustion cylinder main body 31 on the downstream side in the axial direction of the housing 41, and a sound attenuation space 45 that faces the outer peripheral surface 31a of the combustion cylinder main body 31. It has an open outlet opening 312 b and constitutes an air supply channel 49 .
  • the most upstream portion in the axial direction of the plurality of cooling passages 312 is the outlet opening 312b, which is located axially downstream of the wall portion 41UW of the housing 41 on the upstream side in the axial direction. are doing.
  • the most upstream portion in the axial direction is the outlet opening 312b. is located axially downstream of the wall portion 41UW on the upstream side in the axial direction.
  • the most upstream portion in the axial direction of another part of the cooling passages (second cooling passage) 312 B is axially upstream of the housing 41 . It is located axially upstream of the side wall portion 41UW. That is, in another example shown in FIG. 6B, the plurality of second cooling passages 312B extend axially upstream from the inlet opening 312a located axially downstream of the axially downstream side wall portion 41DW of the housing 41. It extends axially upstream of the wall portion 41UW of the housing 41 on the upstream side in the axial direction, and reaches an area upstream in the axial direction of the area 311 in which the acoustic device 40 is arranged.
  • the plurality of second cooling passages 312B are folded toward the downstream side in the axial direction at a folded portion 312c located in a region axially upstream of the region 311 where the acoustic device 40 is arranged, and are folded back toward the outer peripheral surface 31a of the combustion tube body 31. to an exit opening 312b that opens toward the sound attenuation space 45.
  • the folded portion 312c is located downstream of the welded portion 35 in the axial direction.
  • the high-pressure air 120 flowing outside the combustor liner 153 flows from the inlet openings 312a into the plurality of cooling passages 312 as indicated by arrows a, and flows upstream in the axial direction. circulate towards The high pressure air 120 flowing through the plurality of cooling passages 312 cools the combustor liner 153 as cooling air while entering the sound attenuation space 45 through the exit openings 312b as indicated by arrow b.
  • the high-pressure air 120 flowing outside the combustor liner 153 flows from the inlet opening 312a into the plurality of cooling passages 312 as indicated by the arrow a, and flows axially upstream. .
  • the high pressure air 120 flowing through the plurality of first cooling passages 312A cools the combustor liner 153 as cooling air while entering the sound attenuation space 45 through the exit openings 312b as indicated by arrows b.
  • the high-pressure air 120 flowing through the plurality of second cooling passages 312B serves as cooling air to cool the combustor liner 153 in the region 311 where the acoustic device 40 is arranged, and cools the region axially upstream of the region 311. while flowing into the acoustic attenuation space 45 from the outlet opening 312b as indicated by the arrow b.
  • the axial direction is greater than the region 311 where the acoustic device 40 is arranged.
  • the upstream region can be further cooled.
  • the housing 41 has at least one housing through-hole 47 passing through the housing 41 and forming an air supply passage 49 .
  • housing 41 has a plurality of housing through holes 47 .
  • a plurality of housing through-holes 47 are purge holes for introducing high-pressure air 120 into the sound attenuation space 45 .
  • the high pressure air 120 flowing outside the combustor liner 153 flows into the sound attenuation space 45 through the plurality of housing through holes 47 as indicated by arrows c in FIG. 2A.
  • the cooling air (high-pressure air 120) that has flowed into the acoustic attenuation space 45 passes through the acoustic holes 43 as it is ejected into the combustion chamber 160 through the acoustic holes 43 as indicated by arrows d in FIG. 2A.
  • the flow cools the inner peripheral surface of each acoustic hole 43 .
  • the cooling air flowing into the combustion chamber 160 from the acoustic hole 43 film-cools the inner peripheral surface 153b of the combustor liner 153 (the inner peripheral surface 31b of the combustion cylinder main body 31).
  • the high-pressure air 120 flowing outside the combustor liner 153 can be circulated as cooling air in the plurality of cooling passages 312, so the combustor liner 153 can be effectively cooled.
  • the cooling air that has passed through the plurality of cooling passages 312 can be supplied to the sound attenuation space 45 , so that it can be blown into the combustion chamber 160 from the plurality of sound holes 43 . can.
  • the cooling air can be used efficiently, and flames can be prevented from entering the sound attenuation space 45 through the plurality of sound holes 43 .
  • the high-pressure air 120 flowing outside the combustor liner 153 is introduced into the acoustic attenuation space 45 through the housing through-holes 47 and blown out into the combustion chamber 160 through the plurality of acoustic holes 43 .
  • the area that tends to reach relatively high temperatures can be cooled by the cooling air blown out from the plurality of acoustic holes 43 , and flames can be prevented from entering the acoustic attenuation space 45 through the plurality of acoustic holes 43 .
  • the high-pressure air 120 (cooling air) supplied into the sound attenuation space 45 via the air supply passage 49 is provided directly below the air hole plate 25 in the axial direction.
  • the air can be blown into the combustion chamber 160 from at least one acoustic hole 43 provided therein.
  • the area directly below the air hole plate 25 in the axial direction which tends to reach a relatively high temperature, can be cooled by the cooling air blown out from at least one acoustic hole 43 .
  • gas turbine combustor 100 by blowing cooling air from the plurality of acoustic holes 43 , flames can be suppressed from entering the acoustic attenuation space 45 through the plurality of acoustic holes 43 .
  • the inner peripheral surface 153b of the combustor liner 153 and the outer peripheral surface 25a of the air hole plate 25 have a diameter are spaced apart in the direction to form an annular cavity.
  • the inner peripheral surface 153b of the combustor liner 153 and the outer peripheral surface 25a of the air hole plate 25 define an annular cavity 53 and an air passage 50 in order from the upstream side.
  • the gas turbine combustor 100 is formed between the inner peripheral surface 153b of the combustor liner 153 (the inner peripheral surface 33b of the combustion cylinder fixing adapter 33) and the outer peripheral surface 25a of the air hole plate 25. , with a circumferentially extending annular cavity 53 .
  • a gas turbine combustor 100 according to one embodiment includes an axially extending air passage 50 provided between an inner peripheral surface 153 b of a combustor liner 153 and an outer peripheral surface 25 a of an air hole plate 25 .
  • the annular cavity 53 is formed so that its cross-sectional area when viewed from the axial direction is larger than the cross-sectional area of the air passage 50 .
  • the combustion tube fixing adapter 33 of the combustor liner 153 has an inlet opening 331 a that opens to the outer peripheral surface 33 a of the combustion tube fixing adapter 33 and an inlet opening 331 a that opens to the inner peripheral surface 33 b of the combustion tube fixing adapter 33 .
  • a plurality of adapter through holes 331 are formed having outlet openings 331b. As shown in FIG. 4, the plurality of adapter through-holes 331 are arranged along the entire circumference at intervals in the circumferential direction. Each of the outlet openings 331 b faces the annular cavity 53 .
  • the air passage 50 is an annular air passage that extends in the circumferential direction, and includes a first region 51 and a second region 52 located axially downstream of the first region 51. include.
  • the radial height h2 of the second region 52 is greater than the radial height h1 of the first region 51 .
  • the radial height changes stepwise from the first region 51 to the second region 52 . Therefore, in the air passage 50 according to one embodiment, the passage area increases stepwise from the first region 51 to the second region 52 .
  • the air passage 50 is connected to an annular cavity 53 at an axial upstream end 50 u of the air passage 50 .
  • the high pressure air 120 flowing outside the combustor liner 153 flows from the inlet opening 331a of the adapter through-hole 331 to the plurality of adapter through-holes 331 as indicated by arrows e in FIG. 2A. It flows into the annular cavity 53 through the outlet opening 331b.
  • the high-pressure air 120 that has flowed into the annular cavity 53 flows into the air passage 50 while the circumferential deviation of the flow velocity is suppressed within the annular cavity 53 .
  • the flow passage area increases stepwise, so the flow is disturbed and pressure loss occurs, and the high-pressure air 120 flows axially downstream. Circumferential deviations in flow velocity are suppressed.
  • the high-pressure air 120 flowing into the combustion chamber 160 from the air passage 50 serves as cooling air to film-cool the region immediately below the air hole plate 25 in the axial direction.
  • the gas turbine combustor 100 by blowing cooling air into the combustion chamber 160 from the air passage 50 between the inner peripheral surface 153b of the combustor liner 153 and the outer peripheral surface 25a of the air hole plate 25, A region directly below the air hole plate 25 in the axial direction, which tends to reach a relatively high temperature, can be film-cooled by the cooling air blown from the air passage 50 .
  • flames can be suppressed from entering the sound attenuation space through the plurality of sound holes 43.
  • the radial height of the air passage 50 changes stepwise from the first region 51 to the second region 52 as described above. Therefore, even if there is a circumferential deviation in the flow velocity of the high-pressure air 120 (cooling air) flowing through the first region 51, the high-pressure air 120 (cooling air) is disturbed when flowing from the first region 51 into the second region 52. By doing so, the deviation in the circumferential direction can be suppressed. As a result, it is possible to suppress the circumferential deviation in the flow velocity of the cooling air that is blown out from the air passage 50 and film-cools the combustor liner 153 .
  • the welded portion 35 that connects the combustion tube fixing adapter 33 and the combustion tube body 31 is located upstream of the downstream end 50 d of the air passage 50 in the axial direction. That is, the welded portion 35 is located upstream of the downstream end 25 d of the air hole plate 25 .
  • the cooling air flowing through the air passage 50 can effectively cool the welded portion 35 which is relatively susceptible to heat.
  • the welded portion 35 is located within the axially extending range of the second region 52 .
  • the weld zone 35 can be cooled by the high-pressure air 120 (cooling air) in which the deviation in the circumferential direction of the flow velocity is suppressed in the process of flowing from the first region 51 to the second zone 52 .
  • Direction deviation can be suppressed.
  • the gas turbine combustor 100 it is possible to achieve both cooling and acoustic characteristics in the gas turbine combustor 100 . Further, in the gas turbine 1 including the gas turbine combustor 100 according to one embodiment, it is possible to realize the gas turbine 1 including the gas turbine combustor 100 that achieves both cooling and acoustic characteristics.
  • a gas turbine combustor 100 has a combustion chamber 160 inside, and a combustion cylinder ( a combustor liner 153), a housing 41 that is disposed on the outer peripheral side of the combustion cylinder (combustor liner 153) and defines an acoustic attenuation space 45 that communicates with the combustion chamber 160 via a through hole (acoustic hole 43); an air hole plate 25 in which a plurality of air holes 250 are formed and located upstream of the combustion liner (combustor liner 153).
  • a gas turbine combustor 100 includes a plurality of fuel nozzles 210 corresponding to each of the plurality of air holes 250, an inner peripheral surface 153b of a combustion cylinder (combustor liner 153), and an air hole plate. 25 and the air passage 50 extending in the axial direction of the combustion tube (combustor liner 153) and the sound damping space 45 outside the combustion tube (combustor liner 153). and an air supply channel 49 for supplying air (high pressure air 120). At least one of the plurality of through holes (acoustic holes 43) is provided directly below the air hole plate 25 in the axial direction.
  • the air (cooling air) supplied into the sound attenuation space 45 via the air supply passage 49 is supplied to at least one of the air hole plates 25 provided immediately below the air hole plate 25 in the axial direction. It can blow out into the combustion chamber 160 from one through hole (acoustic hole 43). As a result, the region that tends to reach relatively high temperatures can be cooled by the cooling air that blows out from at least one through hole (acoustic hole 43). Further, according to the configuration (1) above, the cooling air is blown out from the plurality of through holes (acoustic holes 43), thereby preventing the flame from entering the acoustic attenuation space 45 through the plurality of through holes (acoustic holes 43). can be suppressed.
  • the cooling air is blown into the combustion chamber 160 from the air passage 50 between the inner peripheral surface 153b of the combustion cylinder (combustor liner 153) and the outer peripheral surface 25a of the air hole plate 25. Therefore, the cooling air blown from the air passage 50 can be film-cooled in the area where the temperature tends to be relatively high. Further, according to the configuration (1) above, by blowing cooling air from the air passage 50 into the combustion chamber 160, it is possible to suppress flames from entering the sound attenuation space 45 through the plurality of through holes. According to the configuration (1) above, since at least one of the plurality of through holes (acoustic holes 43) is provided directly under the air hole plate 25 in the axial direction, combustion oscillation can be effectively suppressed. That is, according to the configuration (1) above, it is possible to achieve both cooling and acoustic characteristics in the gas turbine combustor 100 .
  • the combustion tube (combustor liner 153) includes a combustion tube main body 31 forming the combustion chamber 160 and an upstream side of the combustion tube main body 31 in the axial direction. end portion 31 u and a combustion cylinder fixing adapter 33 connected by a weld portion 35 .
  • the welded portion 35 is preferably located upstream of the downstream end of the air passage 50 in the axial direction.
  • the cooling air flowing through the air passage 50 can effectively cool the welded portion 35 which is relatively easily affected by heat.
  • Air passage 50 may be connected to annular cavity 53 at the upstream end of air passage 50 .
  • the flow rate of the cooling air blown out from the air passage 50 to film-cool the combustion cylinder (combustor liner 153) can be adjusted to the combustion cylinder (combustor liner 153). It is possible to suppress the occurrence of deviation in the circumferential direction of Therefore, the temperature difference in the circumferential direction of the combustion cylinder (combustor liner 153) can be suppressed.
  • the air passage 50 is an annular air passage 50 extending in the circumferential direction of the combustion cylinder (combustor liner 153). and preferably includes a first region 51 and a second region 52 located downstream of the first region 51 in the axial direction. is preferably greater than the radial height h1 of the first region 51 .
  • the flow of the cooling air flowing through the air passage 50 changes from the first region 51 to the second region. It is disturbed when it flows into region 52 . Therefore, even if there is a circumferential deviation in the flow velocity of the cooling air flowing through the first region 51, the cooling air is disturbed when flowing from the first region 51 into the second region 52, so that the circumferential deviation can be suppressed. As a result, it is possible to suppress the circumferential deviation in the flow velocity of the cooling air that is blown out from the air passage 50 and film-cools the combustion cylinder (combustor liner 153).
  • the combustion tube (combustor liner 153) includes the combustion tube main body 31 forming the combustion chamber 160 and the upstream side of the combustion tube main body 31 in the axial direction. end portion 31 u and a combustion cylinder fixing adapter 33 connected by a weld portion 35 .
  • the welded portion 35 is preferably positioned within the axially extending range of the second region 52 .
  • the combustion tube (combustor liner 153) is provided inside the wall 31W constituting the combustion tube (combustor liner 153).
  • a plurality of cooling passages 312 extending along the axial direction may be formed at intervals along the circumferential direction of the combustion cylinder (combustor liner 153).
  • the plurality of cooling passages 312 include an inlet opening 312a that opens to the outer peripheral surface 153a (the outer peripheral surface 31a of the combustion tube main body 31) of the combustion tube (combustor liner 153) downstream of the housing 41 in the axial direction, and the combustion tube (
  • An air supply passage 49 may be formed by having an outlet opening 312b facing the sound attenuation space 45 on the outer peripheral surface 153a of the combustor liner 153 (the outer peripheral surface 31a of the combustion cylinder main body 31).
  • the air (high-pressure air 120) flowing outside the combustion tube (combustor liner 153) can be circulated as cooling air in the plurality of cooling passages 312.
  • the liner 153) can be effectively cooled.
  • the cooling air that has passed through the plurality of cooling passages 312 can be supplied to the sound attenuation space 45, it can be blown out into the combustion chamber 160 from the plurality of through holes (acoustic holes 43).
  • the cooling air can be used efficiently, and flames can be prevented from entering the acoustic damping space 45 through the plurality of through holes (acoustic holes 43).
  • the housing 41 has a housing through-hole 47 penetrating through the housing 41 that constitutes the air supply flow path 49. good.
  • the air (high-pressure air 120) flowing outside the combustion cylinder (combustor liner 153) is introduced from the housing through-hole 47 into the acoustic attenuation space 45, and the plurality of through-holes (acoustic holes 43) are introduced. ) into the combustion chamber 160 .
  • the area that tends to reach relatively high temperatures can be cooled by the cooling air blown out from the plurality of through holes (acoustic holes 43), and flames are prevented from entering the acoustic attenuation space 45 from the plurality of through holes (acoustic holes 43). can.
  • the gas turbine combustor 100 may be a hydrogen-only combustion combustor.
  • the gas turbine 1 includes a compressor (air compressor 110) that generates compressed air, and a gas turbine combustor configured according to any one of (1) to (8) above. 100 and a turbine 180 driven in rotation by combustion gases 170 produced by the gas turbine combustor 100 .
  • gas turbine 25 air hole plate 25a outer peripheral surface 31 combustion tube main body 31a outer peripheral surface 31u end 31W wall 33 combustion tube fixing adapter 33b inner peripheral surface 35 welded portion 40 acoustic device 41 housing 43 acoustic hole 45 acoustic attenuation space 47 housing through hole 49 air supply channel 50 air passage 50u upstream end 50d downstream end 51 first region 52 second region 53 annular cavity 100 gas turbine combustor 110 air compressor (compressor) 120 High pressure air 153 Combustor liner (inner cylinder, combustion cylinder) 153b inner peripheral surface 180 turbine 250 air hole 312 cooling passage 312a inlet opening 312b outlet opening

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本開示の少なくとも一実施形態に係るガスタービン燃焼器は、燃焼室を内側に有するとともに、燃焼室に開口する複数の貫通孔が形成された燃焼筒と、燃焼筒の外周側に配置されて、貫通孔を介して燃焼室と連通する音響減衰空間を画定するハウジングと、複数の空気孔が形成され、燃焼筒の上流側に位置する空気孔プレートと、複数の空気孔のそれぞれに対応する複数の燃料ノズルと、燃焼筒の内周面と空気孔プレートの外周面との間に設けられていて燃焼筒の軸方向に延在する空気通路と、音響減衰空間に燃焼筒の外側を流れる空気を供給するための空気供給流路と、を備える。複数の貫通孔の少なくとも一つは、空気孔プレートの軸方向の直下に設けられている。

Description

ガスタービン燃焼器及びガスタービン
　本開示は、ガスタービン燃焼器及びガスタービンに関する。
　本願は、２０２２年１月２８日に日本国特許庁に出願された特願２０２２－０１１６８９号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　燃料ノズルと燃焼室との間に空気孔プレートを配置し、空気孔プレートに設けられた空気孔の内部において、燃料流及び燃料流の外周側に形成された空気流を燃焼室に噴出させるように構成されたガスタービン燃焼器が知られている（例えば特許文献１参照）。
特開２０１８－１５０９１２号公報
　特許文献１に記載されたようなガスタービン燃焼器は、マルチクラスタ燃焼器とも称される。特許文献１に記載されたようなマルチクラスタ燃焼器では、マルチクラスタ燃焼器ではない従来の燃焼器と比べて火炎の長さが短いため、燃焼振動の腹及び節がバーナ出口の近傍に形成される。そのため、燃焼振動の抑制のためには、音響減衰空間を有する音響装置をバーナの直下に配置することが重要である。
　しかし、特許文献１に記載されたようなガスタービン燃焼器では、音響装置を配置する領域が比較的高温となり易い領域であるため、冷却と音響特性との両立を図る必要がある。
　本開示の少なくとも一実施形態は、上述の事情に鑑みて、ガスタービン燃焼器において冷却と音響特性との両立を図ることを目的とする。
（１）本開示の少なくとも一実施形態に係るガスタービン燃焼器は、
　燃焼室を内側に有するとともに、前記燃焼室に開口する複数の貫通孔が形成された燃焼筒と、
　前記燃焼筒の外周側に配置されて、前記貫通孔を介して前記燃焼室と連通する音響減衰空間を画定するハウジングと、
　複数の空気孔が形成され、前記燃焼筒の上流側に位置する空気孔プレートと、
　前記複数の空気孔のそれぞれに対応する複数の燃料ノズルと、
　前記燃焼筒の内周面と前記空気孔プレートの外周面との間に設けられていて前記燃焼筒の軸方向に延在する空気通路と、
　前記音響減衰空間に前記燃焼筒の外側を流れる空気を供給するための空気供給流路と、
を備え、
　前記複数の貫通孔の少なくとも一つは、前記空気孔プレートの前記軸方向の直下に設けられている。
（２）本開示の少なくとも一実施形態に係るガスタービンは、
　圧縮空気を生成する圧縮機と、
　上記（１）の構成のガスタービン燃焼器と、
　前記ガスタービン燃焼器によって生成された燃焼ガスによって回転駆動されるタービンと、
を備える。
　本開示の少なくとも一実施形態によれば、ガスタービン燃焼器において冷却と音響特性との両立を図ることができる。
本開示の一実施形態に係るガスタービン燃焼器を備えたガスタービンの概略構成を示す図である。 図１に示したガスタービンに備えられた一実施形態に係るガスタービン燃焼器における燃焼器ライナの軸方向上流側の端部の近傍を拡大した模式的な部分断面図である。 図２ＡのＡ部の拡大図である。 図２ＡのＩＩＩ－ＩＩＩ矢視断面図である。 図２ＡのＩＶ－ＩＶ矢視断面図である。 図２ＡのＶ－Ｖ矢視断面図である。 図２ＡのＶＩ－ＶＩ矢視断面図である。 図２ＡのＶＩ－ＶＩ矢視断面図に相当する図である。
　以下、添付図面を参照して本開示の幾つかの実施形態について説明する。ただし、実施形態として記載されている又は図面に示されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対的配置等は、本開示の範囲をこれに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎない。
　例えば、「ある方向に」、「ある方向に沿って」、「平行」、「直交」、「中心」、「同心」或いは「同軸」等の相対的或いは絶対的な配置を表す表現は、厳密にそのような配置を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の角度や距離をもって相対的に変位している状態も表すものとする。
　例えば、「同一」、「等しい」及び「均質」等の物事が等しい状態であることを表す表現は、厳密に等しい状態を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の差が存在している状態も表すものとする。
　例えば、四角形状や円筒形状等の形状を表す表現は、幾何学的に厳密な意味での四角形状や円筒形状等の形状を表すのみならず、同じ効果が得られる範囲で、凹凸部や面取り部等を含む形状も表すものとする。
　一方、一の構成要素を「備える」、「具える」、「具備する」、「含む」、又は、「有する」という表現は、他の構成要素の存在を除外する排他的な表現ではない。
　本開示の一実施形態に係るガスタービン燃焼器について、図１を用いて説明する。
　図１は、本開示の一実施形態に係るガスタービン燃焼器を備えたガスタービンの概略構成を示している。
　図１に示すガスタービン１は、空気圧縮機１１０、ガスタービン燃焼器１００及びタービン１８０を備えている。
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００は、燃焼器ライナ（内筒）１５３、ライナフロースリーブ（外筒）１５４、尾筒１５２、尾筒フロースリーブ１５０、バーナ２００、及び燃料系統２２を備えている。なお、図１では、バーナ２００及び燃料系統２２を簡略化して表している。
　図１に示すガスタービン１では、空気圧縮機１１０は、タービン１８０により回転駆動され、吸気部（不図示）を介して大気から吸い込まれた空気（吸い込み空気）を圧縮して高圧空気（燃焼用空気）１２０を生成し、ガスタービン燃焼器１００に供給する。ガスタービン燃焼器１００は、空気圧縮機１１０から供給された高圧空気１２０を燃料系統２２から供給される燃料と混合して燃焼し、高温の燃焼ガス１７０を生成してタービン１８０に供給する。
　すなわち、図１に示したガスタービン１において、空気圧縮機１１０から吐出された燃焼用空気である高圧空気１２０はディフューザ１３０から車室１４０に導入され、ガスタービン燃焼器１００の尾筒フロースリーブ１５０に設けられた空気導入孔１５１から、尾筒フロースリーブ１５０と、尾筒フロースリーブ１５０の内側に配設した尾筒１５２との間隙に形成された流路に流入する。
　この間隙に形成された流路に流入した高圧空気１２０は、その後、ガスタービン燃焼器１００の燃焼器ライナ１５３と、燃焼器ライナ１５３の外周側で燃焼器ライナ１５３と同心円上に配置されたライナフロースリーブ１５４との間隙に形成された流路を流れた後に流れを反転させ、燃料系統２２から導入されクラスタノズルを構成する複数の燃料ノズル２１０から噴射される燃料と混合して燃焼器ライナ１５３内部の燃焼室１６０で燃焼して火炎１５６を形成し、高温高圧の燃焼ガス１７０を発生させる。
　このようにガスタービン燃焼器１００で発生した高温高圧の燃焼ガス１７０は尾筒１５２を流下してタービン１８０に導入される。
　ガスタービン１を構成するタービン１８０では、このタービン１８０に導入された高温高圧の燃焼ガス１７０が断熱膨張する際に発生する仕事量をタービン１８０で軸回転力に転換することにより、タービン１８０にタービン軸で連結した発電機１９０を駆動して発電機１９０から出力を得ている。
　ガスタービン１を構成する空気圧縮機１１０と発電機１９０は、タービン１８０とタービン軸で連結されている。但し、空気圧縮機１１０、タービン１８０、及び発電機１９０はタービン軸が１軸の構成でなくて、２軸以上の構成のタービン軸であってもよい。
　また、一般に火力発電所等で広く使用されているガスタービンは、タービン軸に対してガスタービン燃焼器が放射状に複数缶配列された構成となっている。
　以下の説明では、ガスタービン燃焼器１００の中心軸線ＡＸｃに沿った方向をガスタービン燃焼器１００の軸方向、又は、単に軸方向とも称する。そして、軸方向に沿って、燃焼ガス１７０が流れる方向を軸方向下流側、又は単に下流側と称し、燃焼ガス１７０が流れとは反対の方向を軸方向上流側、又は単に上流側と称する。
　なお、一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、ガスタービン燃焼器１００の中心軸線ＡＸｃは、例えば円筒形状を有する燃焼器ライナ１５３の中心軸線である。すなわち、ガスタービン燃焼器１００の軸方向は、燃焼器ライナ１５３の軸方向である。
　また、以下の説明では、燃焼器ライナ１５３の周方向を単に周方向とも称し、燃焼器ライナ１５３の径方向を単に径方向とも称する。
（ガスタービン燃焼器１００の概要について）
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００は、水素専焼燃焼器である。
　これにより、ガスタービン燃焼器１００から二酸化炭素を排出しないようにすることができる。
　なお、一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００は、水素燃料及び水素燃料以外の他燃料とを燃焼可能なガスタービン燃焼器であってもよく、他燃料として例えば天然ガス燃料を燃焼させてもよい。一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００は、水素燃料の専焼、天然ガス燃料の専焼、及び水素燃料と天然ガス燃料の混焼を行うことができるガスタービン燃焼器であってもよい。
　図１に示すように、一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、バーナ２００は、ガスタービン燃焼器１００の中心軸線ＡＸｃに直交するように配置されており、燃焼器ライナ１５３の軸方向上流側の端部に設けられている。一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、バーナ２００は、燃料ヘッダ２３０、複数の燃料ノズル２１０及び空気孔プレート２５を備えている。
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００は、いわゆるマルチクラスタ燃焼器と呼ばれる形式の燃焼器である。一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、空気孔プレート２５には複数の空気孔２５０が形成されている。複数の燃料ノズル２１０は、これらの燃料ノズル２１０の軸方向下流側に近接して配置された空気孔プレート２５に形成された複数の空気孔２５０と１対１に対応して、これらの複数の空気孔２５０と同軸上となるようにそれぞれ配置されている。
　複数の燃料ノズル２１０から空気孔プレート２５に形成された複数の空気孔２５０に向かって噴射された水素燃料は、空気圧縮機１１０から供給された燃焼用空気と共に燃焼室１６０に噴出されて急速混合して燃焼し、上述したように火炎１５６を形成して高温高圧の燃焼ガス１７０を発生させる。
（ガスタービン燃焼器１００の詳細について）
　図２Ａは、図１に示したガスタービン１に備えられた一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００における燃焼器ライナ１５３の軸方向上流側の端部の近傍を拡大した模式的な部分断面図である。
　図２Ｂは、図２ＡのＡ部の拡大図である。
　図３は、図２ＡのＩＩＩ－ＩＩＩ矢視断面図である。
　図４は、図２ＡのＩＶ－ＩＶ矢視断面図である。
　図５は、図２ＡのＶ－Ｖ矢視断面図である。
　図６Ａは、図２ＡのＶＩ－ＶＩ矢視断面図である。
　図６Ｂは、図２ＡのＶＩ－ＶＩ矢視断面図に相当する図であり、後述する冷却通路３１２の他の例を示す。
　以下、図２Ａから図６Ｂを参照して、一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００の詳細について説明する。
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、バーナ２００は、空気孔プレート２５の外周部を支持する空気孔プレート外周支持体２６を備えている。
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、燃焼器ライナ１５３は、燃焼室１６０を形成する燃焼筒本体３１と、燃焼筒本体３１の軸方向上流側の端部３１ｕと溶接部３５で接続されている燃焼筒固定アダプタ３３とを含んでいる。
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、空気孔プレート外周支持体２６の軸方向下流側の部位と燃焼筒固定アダプタ３３の軸方向上流側の端部とが溶接部２７で接続されている。
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、燃焼器ライナ１５３の燃焼筒本体３１に取り付けられた音響装置４０を有する。
　音響装置４０は、ハウジング４１、及び、音響孔４３を有する。燃焼器ライナ１５３の燃焼筒本体３１は、ハウジング４１によって覆われる領域３１１を有し、領域３１１には、少なくとも１つの音響孔４３が形成されている。例えば、領域３１１には、複数の音響孔４３が形成され、各音響孔４３は円形の断面形状を有する。音響孔４３は、燃焼室１６０に開口する貫通孔である。
　ハウジング４１は、燃焼筒本体３１の外周側に配置されて、音響孔４３を介して燃焼室１６０と連通する音響減衰空間４５を画定する。ハウジング４１は、燃焼筒本体３１の周方向に沿って延在している。
　ハウジング４１は、例えば溶接によって燃焼器ライナ１５３に固定される。
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、燃焼器ライナ１５３に取り付けられた音響装置４０によって、燃焼振動による燃焼器１６０内の圧力変動が減衰される。
　なお、一実施形態に係る音響装置４０は、いわゆる音響ライナと呼ばれる音響装置であり、燃焼振動に起因する、比較的高周波の音を吸音することができる。しかし、音響装置４０は、燃焼振動に起因する、比較的低周波の音を吸音することができる音響ダンパであってもよい。また、一実施形態に係る音響装置４０とともに、不図示の音響ダンパを設けてもよい。
　また、一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、ハウジング４１の径方向の高さを異ならせることで減衰させる燃焼振動の周波数を異ならせた複数の音響装置４０を周方向の異なる領域に配置してもよい。
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、複数の音響孔４３の少なくとも一つが空気孔プレート２５の軸方向の直下に設けられているとよい。なお、図２Ａ及び図２Ｂに示す例では、複数の音響孔４３の全てが空気孔プレート２５の軸方向の直下に設けられている。
　なお、空気孔プレート２５の軸方向の直下とは、例えば火炎１５６の反応帯よりも軸方向上流側の領域である。なお、バーナ２００の燃焼後には、燃焼器ライナ１５３の内周面１５３ｂ（燃焼筒本体３１の内周面３１ｂ）に火炎の跡が認められる。空気孔プレート２５の軸方向の直下とは、例えばこの火炎の跡よりも軸方向上流側の領域である。
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００のように、マルチクラスタ燃焼器と称されるガスタービン燃焼器では、マルチクラスタ燃焼器ではない従来の燃焼器と比べて火炎の長さが短いため、燃焼振動の腹及び節がバーナ出口に近傍に形成される。そのため、燃焼振動の抑制のためには、音響減衰空間４５を有する音響装置４０をバーナ２００（空気孔プレート２５）の直下に配置することが重要である。
　しかし、一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００のようなガスタービン燃焼器では、音響装置４０を配置する領域３１１が比較的高温となり易い領域であるため、冷却と音響特性との両立を図る必要がある。特に、水素専焼燃焼器である一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００のように燃料に水素を用いる場合や、水素を比較的多く含有する燃料を用いる場合、燃焼速度の上昇に伴い火炎が軸方向上流側に遡上する。そのため、バーナ２００の直下に火炎が形成され、燃焼器ライナ１５３の最上流部が火炎に晒されるので、冷却が難しい。
　そこで、一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、後述するようにして冷却空気を音響孔４３から燃焼室１６０に吹き出すことで、火炎が音響孔４３から音響減衰空間４５に侵入することを抑制するとともに、比較的高温となり易い燃焼器ライナ１５３の最上流部の冷却を行うようにしている。
　また、一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、後述するようにして冷却空気を燃焼器ライナ１５３の内周面１５３ｂと空気孔プレート２５の外周面２５ａとの間の空気通路５０から燃焼室１６０内に冷却空気を吹き出すことで、比較的高温となり易い燃焼器ライナ１５３の最上流部を空気通路５０から吹き出す冷却空気でフィルム冷却するようにしている。
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、複数の音響孔４３の少なくとも一つが空気孔プレート２５の軸方向の直下に設けられているので、燃焼振動を効果的に抑制できる。
（音響孔４３からの冷却空気による冷却）
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００は、音響減衰空間４５に燃焼器ライナ１５３の外側を流れる空気である高圧空気１２０を供給するための空気供給流路４９を備える。
　具体的には、図２Ａ、図３、図６Ａ、及び図６Ｂに示すように、燃焼器ライナ１５３の燃焼筒本体３１は、燃焼筒本体３１を構成する壁３１Ｗの内部で軸方向に沿って延在する複数の冷却通路３１２が周方向に沿って間隔を開けて形成されている。複数の冷却通路３１２は、ハウジング４１よりも軸方向の下流側で燃焼筒本体３１の外周面３１ａに開口する入口開口３１２ａと、燃焼筒本体３１の外周面３１ａに音響減衰空間４５に面して開口する出口開口３１２ｂとを有し、空気供給流路４９を構成する。
　なお、図６Ａに示す例では、複数の冷却通路３１２の軸方向の最も上流側の部位は、出口開口３１２ｂであり、ハウジング４１の軸方向上流側の壁部４１ＵＷよりも軸方向下流側に位置している。
　図６Ｂに示す他の例では、複数の冷却通路３１２の内、一部の冷却通路（第１冷却通路）３１２Ａについては、軸方向の最も上流側の部位は、出口開口３１２ｂであり、ハウジング４１の軸方向上流側の壁部４１ＵＷよりも軸方向下流側に位置している。
　図６Ｂに示す他の例では、複数の冷却通路３１２の内、他の一部の冷却通路（第２冷却通路）３１２Ｂについては、軸方向の最も上流側の部位は、ハウジング４１の軸方向上流側の壁部４１ＵＷよりも軸方向上流側に位置している。すなわち、図６Ｂに示す他の例では、複数の第２冷却通路３１２Ｂは、ハウジング４１の軸方向下流側の壁部４１ＤＷよりも軸方向下流側に位置する入口開口３１２ａから軸方向上流側に向かってハウジング４１の軸方向上流側の壁部４１ＵＷよりも軸方向上流側まで延在し、音響装置４０を配置する領域３１１よりも軸方向上流側の領域まで到達している。そして複数の第２冷却通路３１２Ｂは、音響装置４０を配置する領域３１１よりも軸方向上流側の領域に位置する折り返し部３１２ｃで軸方向下流側に向かって折り返し、燃焼筒本体３１の外周面３１ａに音響減衰空間４５に面して開口する出口開口３１２ｂまで延在している。
　なお、折り返し部３１２ｃは、溶接部３５よりも軸方向下流側に位置している。
　これにより、燃焼器ライナ１５３の外側を流れる高圧空気１２０は、図２Ａ、及び図６Ａに示す例では、矢印ａで示すように入口開口３１２ａから複数の冷却通路３１２に流入し、軸方向上流側に向かって流通する。複数の冷却通路３１２を流通する高圧空気１２０は、冷却空気として燃焼器ライナ１５３を冷却しながら、矢印ｂで示すように出口開口３１２ｂから音響減衰空間４５に流入する。
　また、図６Ｂに示す例では、燃焼器ライナ１５３の外側を流れる高圧空気１２０は、矢印ａで示すように入口開口３１２ａから複数の冷却通路３１２に流入し、軸方向上流側に向かって流通する。複数の第１冷却通路３１２Ａを流通する高圧空気１２０は、冷却空気として燃焼器ライナ１５３を冷却しながら、矢印ｂで示すように出口開口３１２ｂから音響減衰空間４５に流入する。複数の第２冷却通路３１２Ｂを流通する高圧空気１２０は、冷却空気として音響装置４０を配置する領域３１１における燃焼器ライナ１５３を冷却するとともに、該領域３１１よりも軸方向上流側の領域を冷却しながら、矢印ｂで示すように出口開口３１２ｂから音響減衰空間４５に流入する。
　このように、図６Ｂに示す例では、図６Ａに示す例と比べて、複数の冷却通路３１２を流通する冷却空気の流量を増やさなくても、音響装置４０を配置する領域３１１よりも軸方向上流側の領域をさらに冷却できる。
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、ハウジング４１は、空気供給流路４９を構成する、ハウジング４１を貫通する少なくとも一つのハウジング貫通孔４７を有する。図２Ａに示す例では、ハウジング４１は、複数のハウジング貫通孔４７を有する。
　複数のハウジング貫通孔４７は、高圧空気１２０を音響減衰空間４５に導くためのパージ孔である。
　これにより、燃焼器ライナ１５３の外側を流れる高圧空気１２０は、図２Ａにおける矢印ｃで示すように複数のハウジング貫通孔４７を介して音響減衰空間４５に流入する。
　音響減衰空間４５に流入した冷却空気（高圧空気１２０）は、図２Ａにおける矢印ｄで示すように複数の音響孔４３を介して燃焼室１６０内に噴出される際に、複数の音響孔４３を流れることで各音響孔４３の内周面を冷却する。また、音響孔４３から燃焼室１６０内に流入した冷却空気は、燃焼器ライナ１５３の内周面１５３ｂ（燃焼筒本体３１の内周面３１ｂ）をフィルム冷却する。
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、複数の冷却通路３１２に燃焼器ライナ１５３の外側を流れる高圧空気１２０を冷却空気として流通させることができるので、燃焼器ライナ１５３を効果的に冷却できる。また、一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、複数の冷却通路３１２を流通した後の冷却空気を音響減衰空間４５に供給できるので、複数の音響孔４３から燃焼室１６０内に吹き出すことができる。これにより、冷却空気を効率よく利用できるとともに、火炎が複数の音響孔４３から音響減衰空間４５に侵入することを抑制できる。
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、燃焼器ライナ１５３の外側を流れる高圧空気１２０をハウジング貫通孔４７から音響減衰空間４５に導入して複数の音響孔４３から燃焼室１６０内に吹き出すことができる。これにより、比較的高温となり易い領域を複数の音響孔４３から吹き出す冷却空気によって冷却できるとともに、火炎が複数の音響孔４３から音響減衰空間４５に侵入することを抑制できる。
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、空気供給流路４９を介して音響減衰空間４５内に供給された高圧空気１２０（冷却空気）を空気孔プレート２５の軸方向の直下に設けられている少なくとも一つの音響孔４３から燃焼室１６０内に吹き出すことができる。これにより、空気孔プレート２５の軸方向の直下の比較的高温となり易い領域を少なくとも一つの音響孔４３から吹き出す冷却空気によって冷却できる。また、一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、複数の音響孔４３から冷却空気を吹き出すことで、火炎が複数の音響孔４３から音響減衰空間４５に侵入することを抑制できる。
（空気通路５０からの冷却空気による冷却）
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、図２Ａ、図２Ｂ、図４、及び図５に示すように、燃焼器ライナ１５３の内周面１５３ｂと空気孔プレート２５の外周面２５ａとは径方向に離間しており、環状の空所が形成されている。
　燃焼器ライナ１５３の内周面１５３ｂと空気孔プレート２５の外周面２５ａとは、上流側から順に、環状キャビティ５３と、空気通路５０とを画定している。
　すなわち、一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００は、燃焼器ライナ１５３の内周面１５３ｂ（燃焼筒固定アダプタ３３の内周面３３ｂ）と空気孔プレート２５の外周面２５ａとの間に形成され、周方向に延在する環状キャビティ５３を備える。
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００は、燃焼器ライナ１５３の内周面１５３ｂと空気孔プレート２５の外周面２５ａとの間に設けられていて軸方向に延在する空気通路５０を備える。
　一実施形態に係る環状キャビティ５３は、軸方向から見たときの断面積が空気通路５０の断面積よりも大きくなるように形成されている。
　図２Ｂに示すように、燃焼器ライナ１５３の燃焼筒固定アダプタ３３には、燃焼筒固定アダプタ３３の外周面３３ａに開口する入口開口３３１ａと、燃焼筒固定アダプタ３３の内周面３３ｂに開口する出口開口３３１ｂとを有する複数のアダプタ貫通孔３３１が形成されている。図４に示すように、複数のアダプタ貫通孔３３１は、周方向に間隔を開けて全周に亘って配置されている。出口開口３３１ｂのそれぞれは、環状キャビティ５３に面している。
　一実施形態に係る空気通路５０は、周方向に延在する環状の空気通路であって、第１領域５１と、第１領域５１よりも軸方向の下流側に位置する第２領域５２とを含む。第２領域５２の径方向の高さｈ２は、第１領域５１の径方向の高さｈ１よりも大きい。
　一実施形態に係る空気通路５０では、第１領域５１から第２領域５２にかけて径方向の高さがステップ状に変化する。したがって、一実施形態に係る空気通路５０では、第１領域５１から第２領域５２にかけて流路面積がステップ状に増加する。
　空気通路５０は、空気通路５０の軸方向の上流端５０ｕで環状キャビティ５３に接続されている。
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、燃焼器ライナ１５３の外側を流れる高圧空気１２０は、図２Ａにおける矢印ｅで示すようにアダプタ貫通孔３３１の入口開口３３１ａから複数のアダプタ貫通孔３３１に流入し、出口開口３３１ｂから環状キャビティ５３内に流入する。環状キャビティ５３内に流入した高圧空気１２０は、環状キャビティ５３内で流速の周方向の偏差が抑制されながら空気通路５０に流入する。
　空気通路５０に流入した高圧空気１２０は、第１領域５１から第２領域５２に流入する際、流路面積がステップ状に増加するため、流れが乱れて圧損が生じ、軸方向下流側に向かう流速の周方向の偏差が抑制される。
　空気通路５０から燃焼室１６０内に流入する高圧空気１２０は冷却空気として空気孔プレート２５の軸方向の直下の領域をフィルム冷却する。
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、燃焼器ライナ１５３の内周面１５３ｂと空気孔プレート２５の外周面２５ａとの間の空気通路５０から燃焼室１６０内に冷却空気を吹き出すことで、空気孔プレート２５の軸方向の直下の比較的高温となり易い領域を空気通路５０から吹き出す冷却空気でフィルム冷却できる。また、一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、空気通路５０から燃焼室１６０内に冷却空気を吹き出すことで、火炎が複数の音響孔４３から音響減衰空間に侵入することを抑制できる。
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、燃焼器ライナ１５３の内周面１５３ｂ（燃焼筒固定アダプタ３３の内周面３３ｂ）と空気孔プレート２５の外周面２５ａとの間に形成され、周方向に延在する環状キャビティ５３を備えるので、空気通路５０から吹き出されて燃焼器ライナ１５３をフィルム冷却する冷却空気の流速に周方向の偏差が生じることを抑制できる。これにより、燃焼器ライナ１５３の周方向の温度差を抑制できる。
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、上述したように第１領域５１から第２領域５２にかけて空気通路５０の径方向の高さがステップ状に変化する。そのため、第１領域５１を流れる高圧空気１２０（冷却空気）の流速に周方向の偏差があっても、高圧空気１２０（冷却空気）が第１領域５１から第２領域５２に流入した際に乱れることで周方向の偏差を抑制できる。これにより、空気通路５０から吹き出されて燃焼器ライナ１５３をフィルム冷却する冷却空気の流速に周方向の偏差が生じることを抑制できる。
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、燃焼筒固定アダプタ３３と燃焼筒本体３１とを接続する溶接部３５は、空気通路５０の軸方向の下流端５０ｄよりも上流側に位置する。すなわち、溶接部３５は、空気孔プレート２５の下流端２５ｄよりも上流側に位置する。
　これにより、空気通路５０を流れる冷却空気によって比較的熱の影響を受け易い溶接部３５を効果的に冷却できる。
　一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、溶接部３５は、第２領域５２の軸方向への延在範囲内に位置する。
　これにより、第１領域５１から第２領域５２に流入する過程で流速の周方向の偏差が抑制された高圧空気１２０（冷却空気）で溶接部３５を冷却できるので、溶接部３５の温度の周方向の偏差を抑制できる。
　このように、一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００では、ガスタービン燃焼器１００における冷却と音響特性との両立を図ることができる。
　また、一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００を備えるガスタービン１では、冷却と音響特性とを両立したガスタービン燃焼器１００を備えたガスタービン１を実現できる。
　本開示は上述した実施形態に限定されることはなく、上述した実施形態に変形を加えた形態や、これらの形態を適宜組み合わせた形態も含む。
　上記各実施形態に記載の内容は、例えば以下のように把握される。
（１）本開示の少なくとも一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００は、燃焼室１６０を内側に有するとともに、燃焼室１６０に開口する複数の貫通孔（音響孔４３）が形成された燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）と、燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）の外周側に配置されて、貫通孔（音響孔４３）を介して燃焼室１６０と連通する音響減衰空間４５を画定するハウジング４１と、複数の空気孔２５０が形成され、燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）の上流側に位置する空気孔プレート２５と、を備える。本開示の少なくとも一実施形態に係るガスタービン燃焼器１００は、複数の空気孔２５０のそれぞれに対応する複数の燃料ノズル２１０と、燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）の内周面１５３ｂと空気孔プレート２５の外周面２５ａとの間に設けられていて燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）の軸方向に延在する空気通路５０と、音響減衰空間４５に燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）の外側を流れる空気（高圧空気１２０）を供給するための空気供給流路４９と、を備える。複数の貫通孔（音響孔４３）の少なくとも一つは、空気孔プレート２５の軸方向の直下に設けられている。
　上記（１）の構成によれば、空気供給流路４９を介して音響減減衰空間４５内に供給された空気（冷却空気）を空気孔プレート２５の軸方向の直下に設けられている少なくとも一つの貫通孔（音響孔４３）から燃焼室１６０内に吹き出すことができる。これにより、比較的高温となり易い領域を少なくとも一つの貫通孔（音響孔４３）から吹き出す冷却空気によって冷却できる。また、上記（１）の構成によれば、複数の貫通孔（音響孔４３）から冷却空気を吹き出すことで、火炎が複数の貫通孔（音響孔４３）から音響減衰空間４５に侵入することを抑制できる。
　上記（１）の構成によれば、燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）の内周面１５３ｂと空気孔プレート２５の外周面２５ａとの間の空気通路５０から燃焼室１６０内に冷却空気を吹き出すことで、比較的高温となり易い上記領域を空気通路５０から吹き出す冷却空気でフィルム冷却できる。また、上記（１）の構成によれば、空気通路５０から燃焼室１６０内に冷却空気を吹き出すことで、火炎が複数の貫通孔から音響減衰空間４５に侵入することを抑制できる。
　上記（１）の構成によれば、複数の貫通孔（音響孔４３）の少なくとも一つが空気孔プレート２５の軸方向の直下に設けられているので、燃焼振動を効果的に抑制できる。
　すなわち、上記（１）の構成によれば、ガスタービン燃焼器１００において冷却と音響特性との両立を図ることができる。
（２）幾つかの実施形態では、上記（１）の構成において、燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）は、燃焼室１６０を形成する燃焼筒本体３１と、燃焼筒本体３１の軸方向の上流側の端部３１ｕと溶接部３５で接続されている燃焼筒固定アダプタ３３とを含んでいてもよい。上記溶接部３５は、空気通路５０の軸方向の下流端よりも上流側に位置するとよい。
　上記（２）の構成によれば、空気通路５０を流れる冷却空気によって比較的熱の影響を受け易い溶接部３５を効果的に冷却できる。
（３）幾つかの実施形態では、上記（１）又は（２）の構成において、燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）の内周面１５３ｂと空気孔プレート２５の外周面２５ａとの間に形成され、燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）の周方向に延在する環状キャビティ５３を備えているとよい。空気通路５０は、空気通路５０の上流端で環状キャビティ５３に接続されているとよい。
　上記（３）の構成によれば、環状キャビティ５３を設けることで、空気通路５０から吹き出されて燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）をフィルム冷却する冷却空気の流速に燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）の周方向の偏差が生じることを抑制できる。よって、燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）の周方向の温度差を抑制できる。
（４）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（３）の何れかの構成において、空気通路５０は、燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）の周方向に延在する環状の空気通路５０であって、第１領域５１と、第１領域５１よりも軸方向の下流側に位置する第２領域５２とを含むとよく、第２領域５２の燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）の径方向の高さｈ２は、第１領域５１の径方向の高さｈ１よりも大きいとよい。
　上記（４）の構成によれば、第１領域５１から第２領域５２にかけて径方向の高さが変化しているので、空気通路５０を流れる冷却空気の流れは、第１領域５１から第２領域５２に流入した際に乱れる。そのため、第１領域５１を流れる冷却空気の流速に周方向の偏差があっても、冷却空気が第１領域５１から第２領域５２に流入した際に乱れることで周方向の偏差を抑制できる。これにより、空気通路５０から吹き出されて燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）をフィルム冷却する冷却空気の流速に周方向の偏差が生じることを抑制できる。
（５）幾つかの実施形態では、上記（４）の構成において、燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）は、燃焼室１６０を形成する燃焼筒本体３１と、燃焼筒本体３１の軸方向の上流側の端部３１ｕと溶接部３５で接続されている燃焼筒固定アダプタ３３とを含んでいてもよい。溶接部３５は、第２領域５２の軸方向への延在範囲内に位置するとよい。
　上記（５）の構成によれば、流速の周方向の偏差が抑制された冷却空気で溶接部３５を冷却できるので、溶接部３５の温度の周方向の偏差を抑制できる。
（６）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（５）の何れかの構成において、燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）は、燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）を構成する壁３１Ｗの内部で軸方向に沿って延在する複数の冷却通路３１２が燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）の周方向に沿って間隔を開けて形成されているとよい。複数の冷却通路３１２は、ハウジング４１よりも軸方向の下流側で燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）の外周面１５３ａ（燃焼筒本体３１の外周面３１ａ）に開口する入口開口３１２ａと、燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）の外周面１５３ａ（燃焼筒本体３１の外周面３１ａ）に音響減衰空間４５に面して開口する出口開口３１２ｂとを有し、空気供給流路４９を構成するとよい。
　上記（６）の構成によれば、複数の冷却通路３１２に燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）の外側を流れる空気（高圧空気１２０）を冷却空気として流通させることができるので、燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）を効果的に冷却できる。また、複数の冷却通路３１２を流通した後の冷却空気を音響減衰空間４５に供給できるので、複数の貫通孔（音響孔４３）から燃焼室１６０内に吹き出すことができる。これにより、冷却空気を効率よく利用できるとともに、火炎が複数の貫通孔（音響孔４３）から音響減衰空間４５に侵入することを抑制できる。
（７）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（６）の何れかの構成において、ハウジング４１は、空気供給流路４９を構成する、ハウジング４１を貫通するハウジング貫通孔４７を有するとよい。
　上記（７）の構成によれば、燃焼筒（燃焼器ライナ１５３）の外側を流れる空気（高圧空気１２０）をハウジング貫通孔４７から音響減衰空間４５に導入して複数の貫通孔（音響孔４３）から燃焼室１６０内に吹き出すことができる。これにより、比較的高温となり易い領域を複数の貫通孔（音響孔４３）から吹き出す冷却空気によって冷却できるとともに、火炎が複数の貫通（音響孔４３）孔から音響減衰空間４５に侵入することを抑制できる。
（８）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（７）の何れかの構成において、ガスタービン燃焼器１００は、水素専焼燃焼器であってもよい。
　上記（８）の構成によれば、ガスタービン燃焼器１００から二酸化炭素を排出しないようにすることができる。
（９）本開示の少なくとも一実施形態に係るガスタービン１は、圧縮空気を生成する圧縮機（空気圧縮機１１０）と、上記（１）乃至（８）の何れかの構成のガスタービン燃焼器１００と、ガスタービン燃焼器１００によって生成された燃焼ガス１７０によって回転駆動されるタービン１８０と、を備える。
　上記（９）の構成によれば、冷却と音響特性とを両立したガスタービン燃焼器１００を備えたガスタービン１を実現できる。
１　ガスタービン
２５　空気孔プレート
２５ａ　外周面
３１　燃焼筒本体
３１ａ　外周面
３１ｕ　端部
３１Ｗ　壁
３３　燃焼筒固定アダプタ
３３ｂ　内周面
３５　溶接部
４０　音響装置
４１　ハウジング
４３　音響孔
４５　音響減衰空間
４７　ハウジング貫通孔
４９　空気供給流路
５０　空気通路
５０ｕ　上流端
５０ｄ　下流端
５１　第１領域
５２　第２領域
５３　環状キャビティ
１００　ガスタービン燃焼器
１１０　空気圧縮機（圧縮機）
１２０　高圧空気
１５３　燃焼器ライナ（内筒、燃焼筒）
１５３ｂ　内周面
１８０　タービン
２５０　空気孔
３１２　冷却通路
３１２ａ　入口開口
３１２ｂ　出口開口

Claims (9)

  1. 　燃焼室を内側に有するとともに、前記燃焼室に開口する複数の貫通孔が形成された燃焼筒と、
    　前記燃焼筒の外周側に配置されて、前記貫通孔を介して前記燃焼室と連通する音響減衰空間を画定するハウジングと、
    　複数の空気孔が形成され、前記燃焼筒の上流側に位置する空気孔プレートと、
    　前記複数の空気孔のそれぞれに対応する複数の燃料ノズルと、
    　前記燃焼筒の内周面と前記空気孔プレートの外周面との間に設けられていて前記燃焼筒の軸方向に延在する空気通路と、
    　前記音響減衰空間に前記燃焼筒の外側を流れる空気を供給するための空気供給流路と、
    を備え、
    　前記複数の貫通孔の少なくとも一つは、前記空気孔プレートの前記軸方向の直下に設けられている、
    ガスタービン燃焼器。
  2. 　前記燃焼筒は、前記燃焼室を形成する燃焼筒本体と、前記燃焼筒本体の前記軸方向の上流側の端部と溶接部で接続されている燃焼筒固定アダプタとを含み、
    　前記溶接部は、前記空気通路の前記軸方向の下流端よりも上流側に位置する、
    請求項１に記載のガスタービン燃焼器。
  3. 　前記燃焼筒の内周面と前記空気孔プレートの外周面との間に形成され、前記燃焼筒の周方向に延在する環状キャビティ、
    を備え、
    　前記空気通路は、前記空気通路の上流端で前記環状キャビティに接続されている、
    請求項１又は２に記載のガスタービン燃焼器。
  4. 　前記空気通路は、前記燃焼筒の周方向に延在する環状の空気通路であって、第１領域と、前記第１領域よりも前記軸方向の下流側に位置する第２領域とを含み、
    　前記第２領域の前記燃焼筒の径方向の高さは、前記第１領域の前記径方向の高さよりも大きい、
    請求項１又は２に記載のガスタービン燃焼器。
  5. 　前記燃焼筒は、前記燃焼室を形成する燃焼筒本体と、前記燃焼筒本体の前記軸方向の上流側の端部と溶接部で接続されている燃焼筒固定アダプタとを含み、
    　前記溶接部は、前記第２領域の前記軸方向への延在範囲内に位置する、
    請求項４に記載のガスタービン燃焼器。
  6. 　前記燃焼筒は、前記燃焼筒を構成する壁の内部で前記軸方向に沿って延在する複数の冷却通路が前記燃焼筒の周方向に沿って間隔を開けて形成されており、
    　前記複数の冷却通路は、前記ハウジングよりも前記軸方向の下流側で前記燃焼筒の外周面に開口する入口開口と、前記燃焼筒の前記外周面に前記音響減衰空間に面して開口する出口開口とを有し、前記空気供給流路を構成する、
    請求項１又は２に記載のガスタービン燃焼器。
  7. 　前記ハウジングは、前記空気供給流路を構成する、前記ハウジングを貫通するハウジング貫通孔を有する、
    請求項１又は２に記載のガスタービン燃焼器。
  8. 　前記ガスタービン燃焼器は、水素専焼燃焼器である、
    請求項１又は２に記載のガスタービン燃焼器。
  9. 　圧縮空気を生成する圧縮機と、
    　請求項１又は２に記載のガスタービン燃焼器と、
    　前記ガスタービン燃焼器によって生成された燃焼ガスによって回転駆動されるタービンと、
    を備えるガスタービン。
PCT/JP2023/001622 2022-01-28 2023-01-20 ガスタービン燃焼器及びガスタービン WO2023145627A1 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2022-011689 2022-01-28
JP2022011689 2022-01-28

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2023145627A1 true WO2023145627A1 (ja) 2023-08-03

Family

ID=87471788

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2023/001622 WO2023145627A1 (ja) 2022-01-28 2023-01-20 ガスタービン燃焼器及びガスタービン

Country Status (1)

Country Link
WO (1) WO2023145627A1 (ja)

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2003214185A (ja) * 2002-01-22 2003-07-30 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン燃焼器冷却構造およびガスタービン
JP2007132640A (ja) * 2005-11-14 2007-05-31 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン燃焼器
US8720204B2 (en) * 2011-02-09 2014-05-13 Siemens Energy, Inc. Resonator system with enhanced combustor liner cooling
JP2020515798A (ja) * 2017-03-30 2020-05-28 シーメンス アクティエンゲゼルシャフト ガスタービンエンジンの燃焼器セクションにおける冷却流体の二重利用のための導管配置を備えたシステム
JP2020101306A (ja) * 2018-12-20 2020-07-02 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼器、ガスタービン及びガスタービン燃焼器の製造方法
JP2021046949A (ja) * 2019-09-17 2021-03-25 三菱パワー株式会社 ガスタービン燃焼器
JP2021046951A (ja) * 2019-09-17 2021-03-25 三菱パワー株式会社 ガスタービン燃焼器
JP2021055644A (ja) * 2019-10-01 2021-04-08 三菱パワー株式会社 ガスタービン燃焼器及びその運転方法

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2003214185A (ja) * 2002-01-22 2003-07-30 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン燃焼器冷却構造およびガスタービン
JP2007132640A (ja) * 2005-11-14 2007-05-31 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン燃焼器
US8720204B2 (en) * 2011-02-09 2014-05-13 Siemens Energy, Inc. Resonator system with enhanced combustor liner cooling
JP2020515798A (ja) * 2017-03-30 2020-05-28 シーメンス アクティエンゲゼルシャフト ガスタービンエンジンの燃焼器セクションにおける冷却流体の二重利用のための導管配置を備えたシステム
JP2020101306A (ja) * 2018-12-20 2020-07-02 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼器、ガスタービン及びガスタービン燃焼器の製造方法
JP2021046949A (ja) * 2019-09-17 2021-03-25 三菱パワー株式会社 ガスタービン燃焼器
JP2021046951A (ja) * 2019-09-17 2021-03-25 三菱パワー株式会社 ガスタービン燃焼器
JP2021055644A (ja) * 2019-10-01 2021-04-08 三菱パワー株式会社 ガスタービン燃焼器及びその運転方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP6059902B2 (ja) ガスタービンエンジンに用いられる音響減衰装置
JP5269350B2 (ja) ガスタービンエンジン燃料ノズル用の吸気流調整装置
JP6030919B2 (ja) タービンエンジンで使用する燃焼器アセンブリ及びその組立方法
US9341375B2 (en) System for damping oscillations in a turbine combustor
US8516819B2 (en) Forward-section resonator for high frequency dynamic damping
JP5052783B2 (ja) ガスタービンエンジンおよび燃料供給装置
EP1288577B1 (en) Gasturbine and the combustor thereof
US20100192578A1 (en) System and method for suppressing combustion instability in a turbomachine
JP6243621B2 (ja) ガスタービン燃焼器のフロースリーブに配置される音響共鳴器
JP5112926B2 (ja) 燃焼器ダイナミクスを低減するためのシステム
US8336312B2 (en) Attenuation of combustion dynamics using a Herschel-Quincke filter
US10145561B2 (en) Fuel nozzle assembly with resonator
JP2014016147A (ja) バーナ配列
WO2011058931A1 (ja) ガスタービン燃焼器及びガスタービン
US8869533B2 (en) Combustion system for a gas turbine comprising a resonator
JP2011099663A (ja) ターボ機械噴射装置のためのインピンジメントインサート
JPH07324749A (ja) 燃焼プロセスで生じるノイズを減少させる方法及び燃焼器
JP2013242134A (ja) 燃料ノズルキャップ
US20140366553A1 (en) Combustion chamber for a gas turbine and gas turbine and a method of use
JP2004524508A (ja) ガスタービンとその運転方法
JP2010175243A (ja) ターボ機械における燃焼ダイナミックスを低減するためのシステム及び方法
JP2005315473A (ja) ガスタービン燃焼器
JP5409959B2 (ja) バーナ装置及びこの種のバーナの振動減衰方法
JP5460850B2 (ja) ガスタービン用のバーナとその運転方法及びガスタービン
US20220018542A1 (en) Combustor nozzle assembly and gas turbine combustor including same

Legal Events

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

Ref document number: 23746840

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1