WO2024084808A1 - ガスタービンの燃焼筒、ガスタービンの燃焼器及びガスタービン - Google Patents

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WO2024084808A1
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WO
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combustion
gas turbine
circumferential
combustion liner
top plate
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PCT/JP2023/030692
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ジェフリー ディー マイヤーズ
健司 宮本
貴大 岡南
健一 橋本
智志 瀧口
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三菱重工業株式会社
三菱パワー株式会社
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    • 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
    • F23R3/26—Controlling the air flow
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers

Definitions

  • the present disclosure relates to a combustor for a gas turbine, a combustor for a gas turbine, and a gas turbine.
  • Gas turbine combustors are known that can supply fuel into the combustion liner from fuel nozzles provided on the side of the combustion liner.
  • compressed air compressed by a compressor is taken into the inside of the combustion liner from around the gas turbine combustor as air for combustion (see, for example, Patent Document 1).
  • At least one embodiment of the present disclosure aims to provide a combustion tube for a gas turbine that can suppress the pressure loss of the combustion air flowing into the fuel nozzles while suppressing the flow rate deviation of the combustion air between multiple fuel nozzles spaced apart in the circumferential direction of the combustion tube.
  • a combustion liner of a gas turbine comprising: A combustion chamber; a plurality of fuel nozzles arranged at a side of the combustion liner at intervals in a circumferential direction of the combustion liner; a windshield cover disposed to surround at least one of the plurality of fuel nozzles; Equipped with The windbreak cover is a top plate extending in the circumferential direction; and a circumferential side wall connecting an end of the top plate in the circumferential direction to the combustion liner, The top plate and the circumferential side wall are configured to have an intake opening for taking in combustion air, A radial dimension of the combustion liner at the suction opening is smaller than the circumferential dimension of the suction opening in at least a portion of the circumferential region.
  • a combustor of a gas turbine according to at least one embodiment of the present disclosure, A combustion tube having the configuration of (1) above; a burner for burning fuel provided upstream of the combustion tube; Equipped with.
  • a gas turbine according to at least one embodiment of the present disclosure, A rotor; a plurality of combustors having the configuration according to (2) above that are arranged annularly around the rotor; Equipped with.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine according to an embodiment.
  • FIG. 1 is a schematic diagram illustrating a combustor and turbine inlet section of a gas turbine according to an embodiment.
  • 3 is a schematic cross-sectional view of a combustion liner according to one embodiment, showing a cross section taken along the line III-III in FIG. 2.
  • 3 is a schematic cross-sectional view of a combustion liner according to another embodiment, showing a cross section taken along the line III-III in FIG. 2.
  • 3 is a schematic cross-sectional view of a combustion liner according to still another embodiment, showing a cross section taken along the line III-III in FIG. 2.
  • FIG. 3 is a schematic cross-sectional view of a combustion liner according to still another embodiment, showing a cross section taken along the line III-III in FIG. 2.
  • 3 is a schematic cross-sectional view of a combustion liner according to still another embodiment, showing a cross section taken along the line III-III in FIG. 2.
  • 4 is a cross-sectional view for explaining the structure of the windbreak cover, showing, as an example, a cross section taken along the line IV-IV in FIG. 3A.
  • FIG. 11 is a schematic diagram showing a radial cross section of a windshield cover and a third fuel nozzle for explaining a flow of combustion air flowing into the third fuel nozzle;
  • FIG. 11 is a schematic diagram showing a radial cross section of a windshield cover and a third fuel nozzle for explaining a flow of combustion air flowing into the third fuel nozzle;
  • FIG. 3 is a schematic cross-sectional view of two adjacent combustors among a plurality of combustors arranged in the circumferential direction of the rotor, as viewed from the axial downstream side of the combustion tube, and illustrates a cross section at an axial position corresponding to the cross section viewed from the arrows III-III in FIG. 2 .
  • expressions indicating that things are in an equal state such as “identical,””equal,” and “homogeneous,” not only indicate a state of strict equality, but also indicate a state in which there is a tolerance or a difference to the extent that the same function is obtained.
  • expressions describing shapes such as a rectangular shape or a cylindrical shape do not only refer to rectangular shapes, cylindrical shapes, etc. in the strict geometric sense, but also refer to shapes that include uneven portions, chamfered portions, etc., to the extent that the same effect is obtained.
  • the expressions “comprise,””include,””have,””includes,” or “have” of one element are not exclusive expressions excluding the presence of other elements.
  • Fig. 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine according to an embodiment.
  • the gas turbine 1 includes a compressor 2 for generating compressed air, a gas turbine combustor (combustor) 4 for generating combustion gas using the compressed air and fuel, and a turbine 6 configured to be rotationally driven by the combustion gas.
  • a generator (not shown) is connected to the turbine 6.
  • the compressor 2 includes a plurality of stator vanes 16 fixed to the compressor casing 10 side, and a plurality of rotor blades 18 implanted in the rotor 8 so as to be arranged alternately with respect to the stator vanes 16 .
  • Air is taken in through an air intake 12 and sent to the compressor 2. This air passes through a plurality of stator vanes 16 and a plurality of rotor blades 18 and is compressed to become high-temperature, high-pressure compressed air.
  • the combustor 4 is supplied with fuel and compressed air generated by the compressor 2, and the fuel is combusted in the combustor 4 to generate combustion gas, which is the working fluid of the turbine 6.
  • the gas turbine 1 has multiple combustors 4 arranged circumferentially around the rotor 8 inside the casing 20.
  • the turbine 6 has a combustion gas passage 28 formed by the turbine casing 22, and includes a plurality of stator vanes 24 and rotor blades 26 provided in the combustion gas passage 28.
  • the stator vanes 24 and rotor blades 26 of the turbine 6 are provided downstream of the combustor 4 with respect to the flow of combustion gas.
  • the stator vanes 24 are fixed to the turbine casing 22 side, and a plurality of the stator vanes 24 arranged along the circumferential direction of the rotor 8 constitute a stator vane row.
  • the moving blades 26 are implanted in the rotor 8, and a plurality of the moving blades 26 arranged along the circumferential direction of the rotor 8 constitute a moving blade row.
  • stator vane rows and moving blade rows are arranged alternately in the axial direction of the rotor 8.
  • the combustion gas from the combustor 4 that flows into a combustion gas passage 28 passes through the multiple stator vanes 24 and multiple rotor blades 26, thereby driving the rotor 8 to rotate about the axis O, thereby driving a generator connected to the rotor 8 to generate electricity.
  • the combustion gas that has driven the turbine 6 is exhausted to the outside via an exhaust chamber 30.
  • FIG. 2 is a schematic diagram showing an inlet portion of a combustor 4 and a turbine 6 of a gas turbine 1 according to one embodiment.
  • each of the combustors 4 (see FIG. 1) arranged in a circumferential direction around the rotor 8 includes a combustion liner (combustor liner) 36 provided in a combustor casing 32 defined by the casing 20, a first combustion burner 38 arranged in each of the combustion liner 36, and a plurality of second combustion burners 44 arranged to surround the first combustion burner 38. That is, the combustion liner 36, the first combustion burner 38, and the second combustion burner 44 are housed in the casing 20.
  • the combustion cylinder (combustor liner) 36 has an inner cylinder 48 disposed around the first combustion burner 38 and the multiple second combustion burners 44, and a transition piece 50 connected to the tip of the inner cylinder 48.
  • the inner cylinder 48 and the transition piece 50 may be formed integrally.
  • An acoustic device 60 for damping combustion vibrations is provided on the outer periphery of the combustion liner 36 .
  • the first combustion burner 38 is disposed along the direction of the central axis C1 of the combustion liner 36 (i.e., the axial direction of the combustor 4 and the combustion liner 36), and has a first fuel nozzle 40 for injecting fuel. Fuel is supplied to the first fuel nozzle 40 via a first fuel port 42.
  • the second combustion burner 44 has a second fuel nozzle 46 for injecting fuel. Fuel is supplied to the second fuel nozzle 46 via the second fuel port 43.
  • the combustor 4 further includes an outer cylinder 52 provided on the outer periphery of the inner cylinder 48 inside the casing 20.
  • An air passage 54 through which compressed air flows is formed on the outer periphery of the inner cylinder 48 and on the inner periphery of the outer cylinder 52.
  • Compressed air generated by the compressor 2 (see Figure 1) is supplied into the combustor casing 32 via the casing inlet 31, and the compressed air flows from the combustor casing 32 into the air passage 54 as combustion air, where it is redirected by a wall portion 53 provided along a surface perpendicular to the axial direction of the combustor 4, and flows into the first burner tube 41 and the second burner tube 47.
  • the fuel injected from the fuel nozzle is mixed with the compressed air (combustion air), and this mixture flows into the combustion tube 36, where it is ignited and combusted, generating combustion gas.
  • the combustion gas generated by the combustion of fuel in the combustor 4 flows into the turbine 6 through the outlet 51 of the combustor 4, which is located at the downstream end of the transition piece 50.
  • FIG. 3A is a schematic cross-sectional view of the combustion liner 36 according to one embodiment, and shows a cross section taken along the line III-III in FIG. 2.
  • FIG. 3B is a schematic cross-sectional view of a combustion liner 36 according to another embodiment, and shows a cross section taken along the line III-III in FIG.
  • FIG. 3C is a schematic cross-sectional view of a combustion liner 36 according to still another embodiment, and shows a cross section taken along the line III-III in FIG.
  • FIG. 3D is a schematic cross-sectional view of a combustion liner 36 according to still another embodiment, and shows a cross-section taken along the line III-III in FIG.
  • FIG. 3A is a schematic cross-sectional view of the combustion liner 36 according to one embodiment, and shows a cross section taken along the line III-III in FIG. 2.
  • FIG. 3B is a schematic cross-sectional view of a combustion liner 36 according to another embodiment, and shows a cross section taken along the line III
  • 3E is a schematic cross-sectional view of a combustion liner 36 according to still another embodiment, and shows a cross-section taken along the line III-III in FIG.
  • the combustor 4 according to some embodiments includes a plurality of third fuel nozzles 70 provided on a side portion of the combustion liner 36 and arranged at intervals along a circumferential direction about the central axis C1 (i.e., the circumferential direction of the combustor 4 and the combustion liner 36). That is, the third fuel nozzles 70 are fuel nozzles for supplying fuel into the combustion liner 36 from the side portion of the combustion liner 36.
  • the third fuel nozzle 70 is fixed to the transition piece 50, for example.
  • each of the third fuel nozzles 70 is disposed within a region defined by the combustion liner 36 and a windshield cover 100, which will be described later and covers the combustion liner 36 from the radial outside of the combustion liner 36 centered on the central axis C1.
  • Fuel is supplied to the third fuel nozzles 70 via third fuel ports 74 (see FIG. 2 ). Note that fuel supply pipes extending from the third fuel ports 74 to the third fuel nozzles 70 are not shown in FIG. 2 .
  • third fuel nozzles 70 are provided at intervals in the circumferential direction of the combustion tube 36.
  • the third fuel nozzles 70 may be arranged symmetrically on one side and the other side in the circumferential direction of the rotor 8 with respect to a virtual straight line LV (see FIG. 3A ) that passes through the center Cp of the combustion tube 36 (i.e., the central axis C1 ) and extends in the radial direction of the rotor 8 when viewed along the central axis C1.
  • the number of third fuel nozzles 70 provided in one combustor 4 in some embodiments is not limited to four, and may be one or more, two, three, or five or more.
  • the injected fuel is mixed with the combustion air in the combustion liner 36 and combusted.
  • the fuel can be supplied to a secondary combustion zone in a transition area downstream of the primary combustion region where the fuel from the first fuel nozzle 40 and the second fuel nozzle 46 is combusted. This makes it possible to improve combustion efficiency while suppressing the generation of nitrogen oxides (NO x ).
  • the combustor 4 may also include other components such as a bypass pipe (not shown) for bypassing the combustion gas.
  • the multiple combustors 4 are arranged in the circumferential direction centered on the rotor 8. Therefore, the interval between adjacent combustors 4 becomes relatively narrow.
  • Compressed air generated by the compressor 2 (see FIG. 1 ) is supplied into a combustor casing 32 through a casing inlet 31 as indicated by arrow a, at a position radially inward about the rotor 8 relative to a plurality of combustors 4 adjacent in the circumferential direction about the rotor 8.
  • the flow of compressed air for combustion introduced into the combustor casing 32 then flows toward the radial outside of the gas turbine as indicated by arrows b and c, and then turns toward the axial upstream side of the gas turbine 1 as indicated by arrows d and e, and flows into the combustion casing 36 from the axial upstream side of the combustion casing 36.
  • a portion of the compressed air passes through a space (gap) with a relatively narrow interval between the combustion liner 36 of the combustors 4 that are adjacent in the circumferential direction around the rotor 8.
  • a deviation occurs in the flow rate of combustion air flowing into the third fuel nozzles 70 among the multiple third fuel nozzles 70 that are arranged at intervals in the circumferential direction of the combustion tube 36. That is, among the multiple third fuel nozzles 70, for example, the lower two third fuel nozzles 70 shown in Fig. 3A are located radially inward from the rotor 8 center relative to the upper two third fuel nozzles 70 shown in Fig. 3A, and therefore tend to have a larger flow rate of combustion air flowing into them than the upper two third fuel nozzles 70 shown in Fig. 3A.
  • the concentration of the mixture injected from the third fuel nozzles 70 differs depending on the third fuel nozzle 70 due to the flow rate deviation of the combustion air between the multiple third fuel nozzles 70, the concentration of the mixture injected into the combustion tube 36 from multiple points around the circumference of the combustion tube 36 will become uneven, which may lead to abnormal combustion.
  • a windbreak cover 100 is provided to suppress the flow rate deviation of the combustion air between the multiple third fuel nozzles 70 as described above.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view for explaining the structure of the windshield cover 100, and shows, as an example, a cross section taken along the line IV-IV in FIG. 3A.
  • FIG. 5 is a schematic diagram showing a radial cross section of the windshield cover 100 and the third fuel nozzle 70 for explaining the flow of combustion air flowing into the third fuel nozzle 70.
  • the circumferential direction of the combustion cylinder 36, the radial direction of the combustion cylinder 36, and the axial direction of the combustion cylinder 36 will also be simply referred to as the circumferential direction, the radial direction, and the axial direction, respectively.
  • the windshield cover 100 includes a top plate 110 extending in the circumferential direction and a circumferential side wall 120 connecting a circumferential end 111 of the top plate 110 to the combustion liner 36.
  • the windshield cover 100 is composed of a top plate 110 and a circumferential side wall 120, and has an intake opening 130 for taking in combustion air.
  • the windshield cover 100 shown in FIGS. 3A to 3E may include an upstream side wall 140 that connects the upstream end 113 (see FIG. 5) of the top plate 110 of the combustion liner 36 to the combustion liner 36 .
  • the top plate 110 is a plate-shaped member that is spaced apart from the outer circumferential surface 36a of the combustion tube 36 so as to cover the third fuel nozzle 70 from the radial outside, and extends in the circumferential and axial directions.
  • the circumferential side wall 120 is a plate-shaped member that connects the circumferential end 111 on one side and the circumferential end 111 on the other side of the top plate 110 to the combustion tube 36.
  • the circumferential side wall 120 closes the gap between the top plate 110 and the combustion tube 36 at the circumferential end 111 on one side and the circumferential end 111 on the other side.
  • the upstream side wall 140 is a plate-shaped member that connects the upstream end 113 of the combustion tube 36 on the top plate 110 to the combustion tube 36.
  • the upstream side wall 140 closes the gap between the top plate 110 and the combustion tube 36 at the upstream end 113 of the combustion tube 36 on the top plate 110.
  • the suction opening 130 is an opening in the windshield cover 100 at the end 115 of the top plate 110 downstream of the combustion chamber 36, defined by the top plate 110, one circumferential end 111 of the top plate 110, and a circumferential side wall 120 provided at the other circumferential end 111.
  • the suction opening 130 is also formed in the upstream end 113 of the combustion liner 36 in the top plate 110 .
  • the windshield cover 100 shown in Figures 3A and 3B is configured so that all of the third fuel nozzles 70 are housed within the space defined by a single windshield cover 100.
  • the windshield cover 100 shown in FIG. 3C is configured to accommodate one third fuel nozzle 70 within the space defined by one windshield cover 100.
  • the windshield cover 100 shown in Figures 3D and 3E is configured to accommodate two third fuel nozzles 70 within the space defined by one windshield cover 100.
  • a windshield cover 100 is provided on each of the two circumferential sides of the rotor 8, sandwiching the imaginary straight line LV (see Figure 3A).
  • the windshield cover 100 shown in Figures 3A and 3E is provided with a partition wall 150 that connects the top plate 110 and the combustion tube 36 and circumferentially divides the space surrounded by the top plate 110, the circumferential side wall 120, and the combustion tube 36.
  • the partition wall 150 is disposed within the windshield cover 100 between two third fuel nozzles 70 that are adjacent to each other in the circumferential direction.
  • the two third fuel nozzles 70 provided on the radially outer side are each disposed between a circumferential side wall 120 provided on one circumferential side and a partition wall 150 provided on the other circumferential side.
  • the two third fuel nozzles 70 provided on the radially inner side are respectively disposed between partition walls 150 provided on one side and the other side in the circumferential direction.
  • the four third fuel nozzles 70 are each disposed between a circumferential side wall 120 provided on one side in the circumferential direction and a partition wall 150 provided on the other side in the circumferential direction.
  • the combustion tube 36 may be provided with one windshield cover 100 configured to accommodate two third fuel nozzles 70 provided on the radially outer side, and one windshield cover 100 configured to accommodate two third fuel nozzles 70 provided on the radially inner side.
  • a partition 150 may or may not be provided between the third fuel nozzles 70 on one side and the third fuel nozzles 70 on the other side in the circumferential direction of the rotor 8, sandwiched between the virtual straight line LV (see FIG. 3A ).
  • the combustion tube 36 shown in Figures 3A to 3E is provided with a windshield cover 100 configured as described above, which makes it possible to suppress the flow rate deviation of the combustion air between the multiple third fuel nozzles 70 arranged at intervals in the circumferential direction on the side of the combustion tube 36.
  • the radial dimension Ld of the suction opening 130 is smaller than the circumferential dimension Ls of the suction opening 130 in at least a portion of the circumferential area.
  • the radial dimension Ld of the suction opening 130 may be smaller than the circumferential dimension Ls of the suction opening 130 in the entire circumferential region.
  • the circumferential dimension Ls of the suction opening 130 may be a dimension obtained by tracing the outer peripheral surface 36a of the combustion cylinder 36 in the circumferential direction, or may be a dimension obtained by tracing the inner peripheral surface 110a of the top plate 110 in the circumferential direction.
  • the circumferential dimension Ls of the suction opening 130 may be a dimension obtained by dividing the sum of the dimension obtained by tracing the outer peripheral surface 36a of the combustion cylinder 36 in the circumferential direction and the dimension obtained by tracing the inner peripheral surface 110a of the top plate 110 in the circumferential direction by 2.
  • the circumferential dimension Ls of the suction opening 130 may be a dimension obtained by tracing a middle position between the outer peripheral surface 36a of the combustion cylinder 36 and the inner peripheral surface 110a of the top plate 110 in the circumferential direction.
  • the combustion tubes 36 shown in Figures 3A to 3E configured as described above can prevent interference with the windshield covers 100 provided on adjacent combustion tubes 36 while ensuring the size of the intake opening 130 and suppressing pressure loss of the combustion air flowing into the third fuel nozzle 70, even when multiple combustion tubes 36 are arranged in a ring shape around the rotor 8 of the gas turbine 1.
  • the combustor 4 includes a combustion liner 36 having any of the configurations shown in FIGS. 3A to 3E , and a first combustion burner 38 and a second combustion burner 44 provided axially upstream of the combustion liner 36 as burners for combusting fuel. This makes it possible to realize the combustor 4 that can suppress the pressure loss of the combustion air flowing into the third fuel nozzles 70, while suppressing the flow rate deviation of the combustion air among the multiple third fuel nozzles 70 that are arranged at intervals around the circumferential direction of the combustion chamber 36 on the side of the combustion chamber 36.
  • a gas turbine 1 includes a rotor 8 and a plurality of combustors 4 having the above-described configuration arranged annularly around the rotor 8 . This contributes to improving the efficiency of the gas turbine 1.
  • the circumferential side portion is closed by the circumferential side wall 120, and the axially upstream end portion is closed by the upstream side wall 140, so that the combustion air flows into the windshield cover 100 from the suction opening 130 provided on the axially downstream side as shown by arrow f in Figure 5.
  • the combustion air flows into the third fuel nozzle 70 from the axial downstream side.
  • the combustion air that flows into the third fuel nozzle 70 from the axial downstream side is redirected in the third fuel nozzle 70 as shown by arrow g in FIG. 5 and flows toward the inside of the combustion tube 36.
  • arrows h indicate the flow of combustion gas within the combustion tube 36.
  • the axial dimension Lax (see Figure 5) of the top plate 110 is preferably smaller than the circumferential dimension of the top plate 110, i.e., the circumferential dimension Ls of the suction opening 130. This makes it possible to suppress interference between the windshield cover 100 and the acoustic device 60 provided on the combustion tube 36 axially upstream of the windshield cover 100 .
  • FIG. 6 is a schematic cross-sectional view of two adjacent combustors 4 among the multiple combustors 4 arranged in the circumferential direction of the rotor 8, as viewed from the axial downstream side of the combustion tube 36, and illustrates a cross-section at an axial position corresponding to the cross-section viewed from the direction of the arrows III-III in FIG. 2.
  • 3A to 3E include at least a first combustion cylinder 36A and a second combustion cylinder 36B arranged adjacent to the first combustion cylinder 36A, which are arranged in a ring shape around the rotor 8 of the gas turbine 1, as shown in, for example, Fig. 6.
  • a line passing through the axis O of the rotor 8 and the center Cp of the first combustion cylinder 36A is defined as a first line L1
  • a line passing through the axis O and the center Cp of the second combustion cylinder 36B is defined as a second line L2.
  • a part of the top plate 110 located in an area sandwiched between the first line L1 and the second line L2 may extend parallel to a bisector Lh of the angle formed by the first line L1 and the second line L2.
  • a plurality of combustion liner members 36 are arranged in an annular shape around the rotor 8 of the gas turbine 1, and the interval between two adjacent combustion liner members 36 is relatively narrow.
  • the combustion tube 36 shown in Figures 3A to 3E even if the distance between the first combustion tube 36A and the second combustion tube 36B is relatively narrow, it becomes easier to ensure the size of the suction opening 130, and it becomes easier to suppress the pressure loss of the combustion air flowing into the third fuel nozzle 70.
  • the windshield cover 100 is configured so that all of the multiple third fuel nozzles 70 are positioned between the circumferential side wall 120 on one side in the circumferential direction and the circumferential side wall 120 on the other side.
  • all of the multiple third fuel nozzles 70 arranged at intervals around the circumferential direction of the combustion tube 36 can be covered by a single windshield cover 100, making it possible to make the structure of the windshield cover 100 relatively simple.
  • a partition wall 150 is provided on the windshield cover 100, so the opening area of the suction opening 130 can be set appropriately depending on the circumferential position of the partition wall 150. This makes it easier to suppress the flow rate deviation of the combustion air between the multiple third fuel nozzles 70.
  • the partition wall 150 can reinforce the top plate 110.
  • the radial dimension Ld of the suction opening 130 in at least a portion of the circumferential region, may be smaller than the circumferential distance Ls1 between two adjacent partitions 150 that are circumferentially sandwiching at least one third fuel nozzle 70 therebetween, or the circumferential distance Ls2 between the circumferential side wall 120 and the partition wall 150 that are circumferentially adjacent to each other with the third fuel nozzle 70 therebetween.
  • the distances Ls1 and Ls2 may be dimensions measured circumferentially around the outer peripheral surface 36a of the combustion cylinder 36, or may be dimensions measured circumferentially around the inner peripheral surface 110a of the top plate 110.
  • the distances Ls1 and Ls2 may be dimensions calculated by dividing the sum of the dimension measured circumferentially around the outer peripheral surface 36a of the combustion cylinder 36 and the dimension measured circumferentially around the inner peripheral surface 110a of the top plate 110 by 2.
  • the distances Ls1 and Ls2 may be dimensions measured circumferentially around a midpoint between the outer peripheral surface 36a of the combustion cylinder 36 and the inner peripheral surface 110a of the top plate 110.
  • a combustion liner 36 of a gas turbine 1 is a combustion liner 36 of a gas turbine 1, and includes the combustion liner 36, a plurality of fuel nozzles (third fuel nozzles 70) arranged at intervals in the circumferential direction of the combustion liner 36 on the side of the combustion liner 36, and a windshield cover 100 arranged to surround at least one of the plurality of fuel nozzles (third fuel nozzles 70).
  • the windshield cover 100 includes a top plate 110 extending in the circumferential direction and a circumferential side wall 120 connecting a circumferential end 111 of the top plate 110 and the combustion liner 36.
  • the windshield cover 100 is constituted by the top plate 110 and the circumferential side wall 120, and has an intake opening 130 for taking in combustion air.
  • a radial dimension Ld of the combustion liner 36 at the intake opening 130 is smaller than a circumferential dimension Ls at the intake opening 130 in at least a part of a circumferential region.
  • the windshield cover 100 by providing the windshield cover 100, it is possible to suppress the flow rate deviation of the combustion air between the multiple fuel nozzles (third fuel nozzle 70) arranged at intervals in the circumferential direction of the combustion tube 36 on the side of the combustion tube 36.
  • the radial dimension Ld of the combustion tube 36 at the suction opening 130 smaller than the circumferential dimension Ls of the suction opening 130 in at least a portion of the circumferential area, it is possible to prevent interference with the windshield covers 100 provided on adjacent combustion tubes 36, and ensure the size of the suction opening 130 to suppress pressure loss of the combustion air flowing into the fuel nozzle (third fuel nozzle 70), even when multiple combustion tubes 36 are arranged in a ring shape around the rotor 8 of the gas turbine 1.
  • the windshield cover 100 may include an upstream side wall 140 that connects the upstream end 113 of the combustion tube 36 on the top plate 110 to the combustion tube 36.
  • the upstream side wall 140 closes the gap between the top plate 110 and the combustion tube 36 at the upstream end 113 of the top plate 110 of the combustion tube 36, so that the combustion air flows into the fuel nozzle (third fuel nozzle 70) from the downstream side of the combustion tube 36.
  • the direction of the combustion air flowing into the fuel nozzle (third fuel nozzle 70) from the downstream side of the combustion tube 36 is changed within the fuel nozzle (third fuel nozzle 70) and flows toward the inside of the combustion tube 36, so that an area where the flow rate of the combustion air decreases is less likely to occur upstream of the combustion tube 36 at the outlet of the fuel nozzle (third fuel nozzle 70). This makes it possible to suppress the occurrence of abnormal combustion near the outlet of the fuel nozzle (third fuel nozzle 70).
  • the axial dimension Lax of the combustion tube 36 at the top plate 110 may be smaller than the circumferential dimension at the top plate 110 (the circumferential dimension Ls at the suction opening 130).
  • the above configuration (3) can reduce interference between the windshield cover 100 and the acoustic device 60 provided in the combustion chamber 36 upstream of the windshield cover 100.
  • the combustion liner 36 may include at least a first combustion liner 36A and a second combustion liner 36B arranged next to the first combustion liner 36A, which are arranged in a ring shape around the rotor 8 of the gas turbine 1.
  • a straight line passing through the axis O of the rotor 8 and the center Cp of the first combustion liner 36A is defined as a first straight line L1
  • a straight line passing through the axis O and the center Cp of the second combustion liner 36B is defined as a second straight line L2.
  • a part of the top plate 110 located in the area sandwiched between the first straight line L1 and the second straight line L2 may extend parallel to the bisector Lh of the angle formed by the first straight line L1 and the second straight line L2.
  • the configuration of (4) above makes it easier to ensure the size of the suction opening 130 even when the distance between the first combustion tube 36A and the second combustion tube 36B is relatively narrow, making it easier to suppress pressure loss of the combustion air flowing into the fuel nozzle (third fuel nozzle 70).
  • the windshield cover 100 may be configured so that all of the fuel nozzles (third fuel nozzles 70) are located between the circumferential sidewall 120 on one side in the circumferential direction and the circumferential sidewall 120 on the other side.
  • the above configuration (5) allows all of the multiple fuel nozzles (third fuel nozzles 70) spaced apart around the circumference of the combustion tube 36 to be covered by a single windshield cover 100, making it possible to make the windshield cover 100 relatively simple in structure.
  • the windshield cover 100 may have a partition wall 150 that connects the top plate 110 and the combustion tube 36 and circumferentially divides the space surrounded by the top plate 110, the circumferential side wall 120, and the combustion tube 36.
  • the above configuration (6) allows the opening area of the suction opening 130 to be set appropriately depending on the circumferential position of the partition 150. This makes it easier to suppress the flow rate deviation of the combustion air between the multiple fuel nozzles (third fuel nozzle 70).
  • the above configuration (6) allows the partition 150 to reinforce the top plate 110.
  • the radial dimension Ld of the combustion tube 36 at the suction opening 130 may be smaller in at least a portion of the circumferential region than the circumferential distance Ls1 between two adjacent partition walls 150 that are circumferentially separated by at least one fuel nozzle (third fuel nozzle 70), or the circumferential distance Ls2 between the circumferential side wall 120 and the partition wall 150 that are circumferentially adjacent by a fuel nozzle (third fuel nozzle 70).
  • the combustor 4 of the gas turbine 1 includes a combustion liner 36 having any of the configurations described above in (1) to (7), and burners (first combustion burner 38 and second combustion burner 44) for combusting fuel that are provided upstream of the combustion liner 36.
  • the above configuration (8) makes it possible to realize a combustor 4 that can suppress the pressure loss of the combustion air flowing into the fuel nozzle (third fuel nozzle 70) while suppressing the flow rate deviation of the combustion air between the multiple fuel nozzles (third fuel nozzle 70) arranged at intervals in the circumferential direction of the combustion tube 36 on the side of the combustion tube 36.
  • a gas turbine 1 includes a rotor 8 and a combustor 4 having the configuration described above in (8) that is arranged in a ring shape around the rotor 8.
  • the above configuration (9) contributes to improving the efficiency of the gas turbine 1.

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Abstract

本開示の少なくとも一実施形態に係るガスタービンの燃焼筒は、ガスタービンの燃焼筒であって、燃焼筒と、燃焼筒の側部に燃焼筒の周方向に間隔を空けて配置された複数の燃料ノズルと、複数の燃料ノズルの少なくとも一つを囲むように配置された防風カバーと、を備える。防風カバーは、周方向に延在する天板と、天板における周方向の端部と燃焼筒とを接続する周方向側壁とを含む。防風カバーは、天板と周方向側壁とによって構成され、燃焼用空気を取り入れるための吸込み開口部を有する。吸込み開口部における燃焼筒の径方向の寸法は、周方向の少なくとも一部の領域において、吸込み開口部における周方向の寸法よりも小さい。

Description

ガスタービンの燃焼筒、ガスタービンの燃焼器及びガスタービン
　本開示は、ガスタービンの燃焼筒、ガスタービンの燃焼器及びガスタービンに関する。
　本願は、２０２２年１０月２１日に米国特許商標庁に出願された出願番号６３／４１８，１５４に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　ガスタービン燃焼器の燃焼筒の側部に設けられた燃料ノズルから燃焼筒内に燃料を供給することができるガスタービン燃焼器が知られている。このようなガスタービン燃焼器では、圧縮機で圧縮された圧縮空気を燃焼用の空気としてガスタービン燃焼器の周囲から燃焼筒の内部に取り入れるように構成されている（例えば特許文献１参照）。
特開２０１７－１６６８０８号公報
　一般的に産業用のガスタービンでは、燃焼器はロータの周囲に環状に複数配置されため、隣り合う燃焼器同士の間隔は比較的狭くなっている。そのため、隣り合う燃焼器の燃焼筒同士の間を流れる燃焼用空気の流速は比較的速くなる。その結果、燃焼筒の側部に設けられた燃料ノズルに流入する燃焼用空気の流量は、燃料ノズルが設けられている燃焼筒の周方向の位置に大きく影響される。しかし、上述した特許文献には、燃料ノズルが設けられている燃焼筒の周方向の位置によって受ける影響の抑制については特に言及されていない。
　本開示の少なくとも一実施形態は、上述の事情に鑑みて、燃焼筒の周方向に間隔を空けて配置された複数の燃料ノズル間の燃焼用空気の流量偏差を抑制しつつ、燃料ノズルに流入する燃焼用空気の圧損を抑制できるガスタービンの燃焼筒を提供す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の燃焼筒は、
　ガスタービンの燃焼筒であって、
　燃焼筒と、
　前記燃焼筒の側部に前記燃焼筒の周方向に間隔を空けて配置された複数の燃料ノズルと、
　前記複数の燃料ノズルの少なくとも一つを囲むように配置された防風カバーと、
を備え、
　前記防風カバーは、
　　前記周方向に延在する天板と、前記天板における前記周方向の端部と前記燃焼筒とを接続する周方向側壁と、を含み、
　　前記天板と前記周方向側壁とによって構成され、燃焼用空気を取り入れるための吸込み開口部を有し、
　前記吸込み開口部における前記燃焼筒の径方向の寸法は、前記周方向の少なくとも一部の領域において、前記吸込み開口部における前記周方向の寸法よりも小さい。
（２）本開示の少なくとも一実施形態に係るガスタービンの燃焼器は、
　上記（１）の構成の燃焼筒と、
　前記燃焼筒の上流側に設けられた、燃料を燃焼させるためのバーナと、
を備える。
（３）本開示の少なくとも一実施形態に係るガスタービンは、
　ロータと、
　前記ロータの周囲に環状に複数配置される上記（２）の構成の燃焼器と、
を備える。
　本開示の少なくとも一実施形態によれば、燃焼筒の周方向に間隔を空けて配置された複数の燃料ノズル間の燃焼用空気の流量偏差を抑制しつつ、燃料ノズルに流入する燃焼用空気の圧損を抑制できるできる。
一実施形態に係るガスタービンの概略構成図である。 一実施形態に係るガスタービンの燃焼器及びタービンの入口部分を示す概略図である。 一実施形態に係る燃焼筒についての模式的な断面図であり、図２のＩＩＩ－ＩＩＩ矢視断面を模式的に示している。 他の実施形態に係る燃焼筒についての模式的な断面図であり、図２のＩＩＩ－ＩＩＩ矢視断面を模式的に示している。 さらに他の実施形態に係る燃焼筒についての模式的な断面図であり、図２のＩＩＩ－ＩＩＩ矢視断面を模式的に示している。 さらに他の実施形態に係る燃焼筒についての模式的な断面図であり、図２のＩＩＩ－ＩＩＩ矢視断面を模式的に示している。 さらに他の実施形態に係る燃焼筒についての模式的な断面図であり、図２のＩＩＩ－ＩＩＩ矢視断面を模式的に示している。 防風カバーの構造を説明するための断面図であり、例として、図３ＡのＩＶ－ＩＶ矢視断面における断面を示している。 第３燃料ノズルに流れ込む燃焼用空気の流れを説明するための防風カバー及び第３燃料ノズルについての径方向の断面を模式的に示す図である。 ロータの周方向に配置された複数の燃焼器の内の隣り合う２つの燃焼器を燃焼筒の軸方向下流側から見た模式的な断面図であり、図２のＩＩＩ－ＩＩＩ矢視断面に相当する軸方向位置の断面を模式的に示している。
　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。
　まず、一実施形態に係る燃料供給管アセンブリの適用先の一例であるガスタービンについて、図１を参照して説明する。図１は、一実施形態に係るガスタービンの概略構成図である。
　図１に示すように、ガスタービン１は、圧縮空気を生成するための圧縮機２と、圧縮空気及び燃料を用いて燃焼ガスを発生させるためのガスタービン燃焼器（燃焼器）４と、燃焼ガスによって回転駆動されるように構成されたタービン６と、を備える。発電用のガスタービン１の場合、タービン６には不図示の発電機が連結される。
　圧縮機２は、圧縮機車室１０側に固定された複数の静翼１６と、静翼１６に対して交互に配列されるようにロータ８に植設された複数の動翼１８と、を含む。
　圧縮機２には、空気取入口１２から取り込まれた空気が送られるようになっており、この空気は、複数の静翼１６及び複数の動翼１８を通過して圧縮されることで高温高圧の圧縮空気となる。
　燃焼器４には、燃料と、圧縮機２で生成された圧縮空気とが供給されるようになっており、該燃焼器４において燃料が燃焼され、タービン６の作動流体である燃焼ガスが生成される。図１に示すように、ガスタービン１は、ケーシング２０内にロータ８を中心として周方向に沿って複数配置された燃焼器４を有する。
　タービン６は、タービン車室２２によって形成される燃焼ガス通路２８を有し、該燃焼ガス通路２８に設けられる複数の静翼２４及び動翼２６を含む。タービン６の静翼２４及び動翼２６は、燃焼ガスの流れに関して燃焼器４の下流側に設けられている。
　静翼２４はタービン車室２２側に固定されており、ロータ８の周方向に沿って配列される複数の静翼２４が静翼列を構成している。また、動翼２６はロータ８に植設されており、ロータ８の周方向に沿って配列される複数の動翼２６が動翼列を構成している。静翼列と動翼列とは、ロータ８の軸方向において交互に配列されている。
　タービン６では、燃焼ガス通路２８に流れ込んだ燃焼器４からの燃焼ガスが複数の静翼２４及び複数の動翼２６を通過することでロータ８が軸線Ｏ周りに回転駆動され、これにより、ロータ８に連結された発電機が駆動されて電力が生成されるようになっている。タービン６を駆動した後の燃焼ガスは、排気室３０を介して外部へ排出される。
　次に、一実施形態に係る燃焼器４について説明する。
　図２は、一実施形態に係るガスタービン１の燃焼器４及びタービン６の入口部分を示す概略図である。
　幾つかの実施形態に係るガスタービン１では、ロータ８を中心として周方向に複数配置される燃焼器４（図１参照）の各々は、ケーシング２０により画定される燃焼器車室３２に設けられた燃焼筒（燃焼器ライナ）３６と、燃焼筒３６内にそれぞれ配置された第１燃焼バーナ３８及び第１燃焼バーナ３８を囲うように配置された複数の第２燃焼バーナ４４と、を含む。すなわち、燃焼筒３６、第１燃焼バーナ３８及び第２燃焼バーナ４４は、ケーシング２０に収容されている。
　燃焼筒（燃焼器ライナ）３６は、第１燃焼バーナ３８及び複数の第２燃焼バーナ４４の周囲に配置される内筒４８と、内筒４８の先端部に連結された尾筒５０と、を有している。なお、内筒４８と尾筒５０とは一体的に形成されていてもよい。
　燃焼筒３６の外周には、燃焼振動を減衰させるための音響装置６０が設けられている。
　第１燃焼バーナ３８は、燃焼筒３６の中心軸Ｃ１の方向（すなわち燃焼器４及び燃焼筒３６の軸方向）に沿って配置されており、燃料を噴射するための第１燃料ノズル４０を有している。第１燃料ノズル４０には、第１燃料ポート４２を介して燃料が供給されるようになっている。
　第２燃焼バーナ４４は、燃料を噴射するための第２燃料ノズル４６を有している。第２燃料ノズル４６には、第２燃料ポート４３を介して燃料が供給されるようになっている。
　燃焼器４は、ケーシング２０の内部において内筒４８の外周側に設けられた外筒５２をさらに含む。内筒４８の外周側かつ外筒５２の内周側には、圧縮空気が流れる空気通路５４が形成される。
　圧縮機２（図１参照）で生成された圧縮空気は、車室入口３１を介して燃焼器車室３２内に供給され、該圧縮空気が燃焼用空気として燃焼器車室３２から空気通路５４に流れ込み、燃焼器４の軸方向に直交する面に沿って設けられた壁面部５３で方向転換され、第１バーナ筒４１及び第２バーナ筒４７に流入するようになっている。そして、各バーナ筒では、燃料ノズルから噴射される燃料と圧縮空気（燃焼用空気）とが混合され、この混合気が燃焼筒３６に流れ込み、着火されて燃焼することにより、燃焼ガスが発生するようになっている。
　燃焼器４において燃料の燃焼により発生した燃焼ガスは、尾筒５０の下流端部に位置する燃焼器４の出口部５１を介して、タービン６に流入する。
（第３燃料ノズル７０）
　図３Ａは、一実施形態に係る燃焼筒３６についての模式的な断面図であり、図２のＩＩＩ－ＩＩＩ矢視断面を模式的に示している。
　図３Ｂは、他の実施形態に係る燃焼筒３６についての模式的な断面図であり、図２のＩＩＩ－ＩＩＩ矢視断面を模式的に示している。
　図３Ｃは、さらに他の実施形態に係る燃焼筒３６についての模式的な断面図であり、図２のＩＩＩ－ＩＩＩ矢視断面を模式的に示している。
　図３Ｄは、さらに他の実施形態に係る燃焼筒３６についての模式的な断面図であり、図２のＩＩＩ－ＩＩＩ矢視断面を模式的に示している。
　図３Ｅは、さらに他の実施形態に係る燃焼筒３６についての模式的な断面図であり、図２のＩＩＩ－ＩＩＩ矢視断面を模式的に示している。
　幾つかの実施形態に係る燃焼器４は、燃焼筒３６の側部に設けられていて、中心軸Ｃ１を中心とする周方向（すなわち燃焼器４及び燃焼筒３６の周方向）に沿って間隔を空けて配置された複数の第３燃料ノズル７０を備えている。すなわち、第３燃料ノズル７０は、燃焼筒３６の側部から燃焼筒３６内に燃料を供給するための燃料ノズルである。
　第３燃料ノズル７０は、例えば尾筒５０に固定されている。
　幾つかの実施形態に係る燃焼器４では、第３燃料ノズル７０の各々は、中心軸Ｃ１を中心とする燃焼筒３６の径方向の外側から燃焼筒３６を覆う後述する防風カバー１００と、燃焼筒３６とによって画定された領域内に配置されている。
　第３燃料ノズル７０には、第３燃料ポート７４（図２参照）を介して燃料が供給されるようになっている。なお、図２では、第３燃料ポート７４から各第３燃料ノズル７０に至る燃料供給管の記載を省略している。
　幾つかの実施形態に係る燃焼器４には、燃焼筒３６の周方向に間隔を空けて４つの第３燃料ノズル７０が設けられている。また、幾つかの実施形態に係る燃焼器４では、第３燃料ノズル７０は、中心軸Ｃ１に沿って見たときに燃焼筒３６の中心Ｃｐ（すなわち中心軸Ｃ１）を通過し、ロータ８の径方向に延在する仮想直線ＬＶ（図３Ａ参照）を挟んだ、ロータ８の周方向の一方側と他方側とで対称となるように配置されていてもよい。
　なお、幾つかの実施形態に係る一つの燃焼器４に設けられる第３燃料ノズル７０の数は４つに限定されず、一つ以上であればよく、２つでも３つでもよく、５つ以上であってもよい。
　第３燃料ノズル７０から燃焼筒３６内に燃料を噴射すると、燃焼筒３６内の燃焼空気と噴射された燃料とが混合されて燃焼する。第３燃料ノズル７０から燃焼筒３６内に燃料を噴射することで、第１燃料ノズル４０及び第２燃料ノズル４６からの燃料が燃焼する一次燃焼領域の下流の移行部内の二次燃焼ゾーンに燃料を供給できる。これにより、窒素酸化物（ＮＯｘ）の発生を抑制しつつ、燃焼効率を向上できる。
　なお、燃焼器４は、燃焼ガスをバイパスさせるためのバイパス管（不図示）等の他の構成要素を備えていてもよい。
（防風カバー１００の必要性について）
　幾つかの実施形態に係るガスタービン１では、上述したようにロータ８を中心として周方向に複数の燃焼器４が配置されている。そのため、隣り合う燃焼器４同士の間隔は比較的狭くなる。
　圧縮機２（図１参照）で生成された圧縮空気は、ロータ８を中心とする周方向で隣り合う複数の燃焼器４よりもロータ８を中心とする径方向内側の位置において、矢印ａで示すように車室入口３１を介して燃焼器車室３２内に供給される。そして、燃焼器車室３２内に導入された燃焼用の圧縮空気の流れは、矢印ｂ、ｃで示すように、その後、ガスタービンの径方向外側に向かいつつ、矢印ｄ、ｅで示すように、ガスタービン１の軸方向上流側に向かうように転向して燃焼筒３６の軸方向上流側から燃焼筒３６内に流入する。
　このように圧縮空気が燃焼器車室３２内に流入した後、燃焼筒３６内に流入する過程で、矢印ｃで示すように、一部の圧縮空気は、ロータ８を中心とする周方向で隣り合う燃焼器４の燃焼筒３６同士の間の比較的間隔が狭い空間（隙間）を通過することとなる。
　そのため、燃焼筒３６の周方向に間隔を空けて配置されている複数の第３燃料ノズル７０間で、第３燃料ノズル７０に流入する燃焼用空気の流量に偏差が生じてしまう。すなわち、複数の第３燃料ノズル７０の内、例えば図３Ａに示す図示下方の２つの第３燃料ノズル７０は、図３Ａに示す図示上方の２つの第３燃料ノズル７０よりもロータ８を中心とする径方向内側に位置しているため、図３Ａに示す図示上方の２つの第３燃料ノズル７０よりも流入する燃焼用空気の流量が多くなりがちである。
　このような複数の第３燃料ノズル７０間の燃焼用空気の流量偏差に起因して第３燃料ノズル７０から噴射される混合気の濃度が第３燃料ノズル７０によって異なってしまうと、燃焼筒３６の周方向の複数個所から燃焼筒３６内に噴射される混合気の濃度が不均一となって、燃焼異常を招くおそれがある。
　そこで、幾つかの実施形態に係る燃焼器４では、防風カバー１００を設けることで、上述したような複数の第３燃料ノズル７０間の燃焼用空気の流量偏差を抑制するようにしている。
（防風カバー１００の構造について）
　図４は、防風カバー１００の構造を説明するための断面図であり、例として、図３ＡのＩＶ－ＩＶ矢視断面における断面を示している。
　図５は、第３燃料ノズル７０に流れ込む燃焼用空気の流れを説明するための防風カバー１００及び第３燃料ノズル７０についての径方向の断面を模式的に示す図である。
　なお、以下の説明では、燃焼筒３６の周方向、燃焼筒３６の径方向、及び燃焼筒３６の軸方向のことを、それそれ単に、周方向、径方向、及び軸方向とも称する。
　また、以下の説明では、燃焼筒３６における燃焼ガスの流れの上流側を燃焼筒３６の上流側、又は軸方向上流側と称し、燃焼筒３６における燃焼ガスの流れの下流側を燃焼筒３６の下流側、又は軸方向下流側と称する。
　図３Ａから図３Ｅに示すように、幾つかの実施形態に係る燃焼筒３６では、防風カバー１００は、周方向に延在する天板１１０と、天板１１０における周方向の端部１１１と燃焼筒３６とを接続する周方向側壁１２０と、を含む。
　図３Ａから図３Ｅに示すように、幾つかの実施形態に係る燃焼筒３６では、防風カバー１００は、天板１１０と周方向側壁１２０とによって構成され、燃焼用空気を取り入れるための吸込み開口部１３０を有する。
　図３Ａから図３Ｅに示す防風カバー１００は、天板１１０における燃焼筒３６の上流側の端部１１３（図５参照）と燃焼筒３６とを接続する上流側側壁１４０を含むとよい。
　図３Ａから図３Ｅに示す防風カバー１００では、天板１１０は、第３燃料ノズル７０を径方向外側から覆うように、燃焼筒３６の外周面３６ａと間隔を空けて配置された板状の部材であり、周方向及び軸方向に延在する。
　図３Ａから図３Ｅに示す防風カバー１００では、周方向側壁１２０は、天板１１０における周方向の一方側の端部１１１及び他方側の端部１１１と、燃焼筒３６とを接続する板状の部材である。図３Ａから図３Ｅに示す防風カバー１００では、周方向側壁１２０は、周方向の一方側の端部１１１及び他方側の端部１１１において天板１１０と燃焼筒３６との間の隙間を塞いでいる。
　図３Ａから図３Ｅに示す防風カバー１００では、上流側側壁１４０は、天板１１０における燃焼筒３６の上流側の端部１１３と燃焼筒３６とを接続する板状の部材である。図３Ａから図３Ｅに示す防風カバー１００では、上流側側壁１４０は、天板１１０における燃焼筒３６の上流側の端部１１３において天板１１０と燃焼筒３６との間の隙間を塞いでいる。
　図３Ａから図３Ｅに示す防風カバー１００では、吸込み開口部１３０は、天板１１０における燃焼筒３６の下流側の端部１１５において、天板１１０と、天板１１０の周方向の一方側の端部１１１、及び他方側の端部１１１に設けられた周方向側壁１２０とによって画定された防風カバー１００の開口部である。
　なお、図示はしていないが、上流側側壁１４０が設けられていない場合には、吸込み開口部１３０は、天板１１０における燃焼筒３６の上流側の端部１１３においても形成される。
　図３Ａ及び図３Ｂに示す防風カバー１００は、一つの防風カバー１００で画定される空間内に全ての第３燃料ノズル７０が収容されるように構成されている。
　図３Ｃに示す防風カバー１００は、一つの防風カバー１００で画定される空間内に一つの第３燃料ノズル７０が収容されるように構成されている。
　図３Ｄ及び図３Ｅに示す防風カバー１００は、一つの防風カバー１００で画定される空間内に２つの第３燃料ノズル７０が収容されるように構成されている。図３Ｄ及び図３Ｅに示す例では、仮想直線ＬＶ（図３Ａ参照）を挟んだ、ロータ８の周方向の一方側と他方側とのそれぞれに防風カバー１００が設けられている。
　図３Ａ及び図３Ｅに示す防風カバー１００には、天板１１０と燃焼筒３６とを接続し、天板１１０と周方向側壁１２０と燃焼筒３６とによって囲まれた空間を周方向に区画する隔壁１５０が設けられている。
　図３Ａ及び図３Ｅに示す防風カバー１００では、隔壁１５０は、防風カバー１００内で、周方向で隣り合う２つの第３燃料ノズル７０の間に配置されている。
　図３Ａに示す燃焼筒３６では、径方向外側に設けられた２つの第３燃料ノズル７０は、周方向の一方側に設けられた周方向側壁１２０と、周方向の他方側に設けられた隔壁１５０との間にそれぞれ配置されている。
　図３Ａに示す燃焼筒３６では、径方向内側に設けられた２つの第３燃料ノズル７０は、周方向の一方側及び他方側に設けられた隔壁１５０の間にそれぞれ配置されている。
　図３Ｅに示す燃焼筒３６では、４つの第３燃料ノズル７０は、周方向の一方側に設けられた周方向側壁１２０と、周方向の他方側に設けられた隔壁１５０との間にそれぞれ配置されている。
　なお、図示はしていないが、燃焼筒３６は、径方向外側に設けられた２つの第３燃料ノズル７０が収容されるように構成された一つの防風カバー１００と、径方向内側に設けられた２つの第３燃料ノズル７０が収容されるように構成された一つの防風カバー１００とを備えていてもよい。
　この場合に、仮想直線ＬＶ（図３Ａ参照）を挟んだ、ロータ８の周方向の一方側の第３燃料ノズル７０と他方側の第３燃料ノズル７０との間に隔壁１５０を設けてもよいし、設けなくてもよい。
　図３Ａから図３Ｅに示す燃焼筒３６では、上述のように構成される防風カバー１００を備えることで、燃焼筒３６の側部に周方向に間隔を空けて配置された複数の第３燃料ノズル７０間の上述したような燃焼用空気の流量偏差を抑制できる。
　上述のように構成される図３Ａから図３Ｅに示す防風カバー１００では、吸込み開口部１３０における径方向の寸法Ｌｄは、周方向の少なくとも一部の領域において、吸込み開口部１３０における周方向の寸法Ｌｓよりも小さい。
　図３Ａから図３Ｅに示す例のように、吸込み開口部１３０における径方向の寸法Ｌｄは、周方向のすべての領域において、吸込み開口部１３０における周方向の寸法Ｌｓよりも小さくてもよい。
　なお、吸込み開口部１３０における周方向の寸法Ｌｓは、燃焼筒３６の外周面３６ａを周方向に辿った寸法であってもよく、天板１１０の内周面１１０ａを周方向に辿った寸法であってもよい。また、吸込み開口部１３０における周方向の寸法Ｌｓは、燃焼筒３６の外周面３６ａを周方向に辿った寸法と、天板１１０の内周面１１０ａを周方向に辿った寸法との和を２で除した寸法であってもよい。吸込み開口部１３０における周方向の寸法Ｌｓは、燃焼筒３６の外周面３６ａと天板１１０の内周面１１０ａとの中間位置を周方向に辿った寸法であってもよい。
　上述のように構成される図３Ａから図３Ｅに示す燃焼筒３６によれば、燃焼筒３６がガスタービン１のロータ８の周囲に環状に複数配置されている場合であっても、隣り合う燃焼筒３６に設けられた防風カバー１００との干渉を防ぎつつ、吸込み開口部１３０の大きさを確保して第３燃料ノズル７０に流入する燃焼用空気の圧損を抑制できる。
　幾つかの実施形態に係る燃焼器４は、図３Ａから図３Ｅに示す何れかの構成の燃焼筒３６と、燃焼筒３６の軸方向上流側に設けられた、燃料を燃焼させるためのバーナとしての第１燃焼バーナ３８及び第２燃焼バーナ４４を備える。
　これにより、燃焼筒３６の側部に燃焼筒３６の周方向に間隔を空けて配置された複数の第３燃料ノズル７０間の燃焼用空気の流量偏差を抑制しつつ、第３燃料ノズル７０に流入する燃焼用空気の圧損を抑制できる燃焼器４を実現できる。
　幾つかの実施形態に係るガスタービン１は、ロータ８と、ロータ８の周囲に環状に複数配置される上述した構成の燃焼器４と、を備える。
　これにより、ガスタービン１の効率向上に資する。
　図３Ａから図３Ｅに示す防風カバー１００では、上述したように周方向の側部が周方向側壁１２０によって閉じられ、軸方向上流側の端部が上流側側壁１４０で閉じられているため、燃焼用空気は、軸方向下流側に設けた吸込み開口部１３０から図５の矢印ｆで示すように防風カバー１００内に流入する。
　そのため、図３Ａから図３Ｅに示す防風カバー１００では、第３燃料ノズル７０には、軸方向下流側から燃焼用空気が流入することとなる。図５の矢印ｆで示すように軸方向下流側から第３燃料ノズル７０に流入する燃焼用空気は、第３燃料ノズル７０において図５の矢印ｇで示すように流れの向きが変えられて燃焼筒３６内に向かって流れるようになる。これにより、第３燃料ノズル７０の出口近傍における軸方向上流側の領域Ｒｏで燃焼用空気の流速が低下する領域が生じ難くなる。これにより、第３燃料ノズル７０の出口付近における異常燃焼の発生を抑制できる。
　なお、図５において矢印ｈは、燃焼筒３６内の燃焼ガスの流れを示している。
　図３Ａから図３Ｅに示す防風カバー１００では、天板１１０における軸方向の寸法Ｌａｘ（図５参照）は、天板１１０における周方向の寸法、すなわち吸込み開口部１３０における周方向の寸法Ｌｓよりも小さいとよい。
　これにより、防風カバー１００よりも軸方向上流側において燃焼筒３６に設けられた音響装置６０と防風カバー１００との干渉を抑制できる。
　図６は、ロータ８の周方向に配置された複数の燃焼器４の内の隣り合う２つの燃焼器４を燃焼筒３６の軸方向下流側から見た模式的な断面図であり、図２のＩＩＩ－ＩＩＩ矢視断面に相当する軸方向位置の断面を模式的に示している。
　図３Ａから図３Ｅに示す燃焼筒３６は、例えば図６に示すように、ガスタービン１のロータ８の周囲に環状に複数配置された、少なくとも第１燃焼筒３６Ａと、第１燃焼筒３６Ａの隣に配置された第２燃焼筒３６Ｂとを含んでいる。ロータ８の軸線Ｏ方向から（燃焼筒３６の軸方向下流側から）見たときに、ロータ８の軸線Ｏと第１燃焼筒３６Ａの中心Ｃｐとを通過する直線を第１直線Ｌ１とし、軸線Ｏと第２燃焼筒３６Ｂの中心Ｃｐとを通過する直線を第２直線Ｌ２としたときに、第１直線Ｌ１と第２直線Ｌ２とで挟まれた領域に位置する天板１１０の一部は、第１直線Ｌ１と第２直線Ｌ２とのなす角の二等分線Ｌｈと平行に延在するとよい。
　一般的に産業用のガスタービン１では、ガスタービン１のロータ８の周囲に環状に複数配置されていて隣り合う２つの燃焼筒３６間の間隔は比較的狭い。
　図３Ａから図３Ｅに示す燃焼筒３６によれば、第１燃焼筒３６Ａと第２燃焼筒３６Ｂとの間の間隔が比較的狭い場合であっても、吸込み開口部１３０の大きさを確保し易くなり、第３燃料ノズル７０に流入する燃焼用空気の圧損を抑制し易くなる。
　図３Ａ及び図３Ｂに示す燃焼筒３６では、防風カバー１００は、周方向の一方側の周方向側壁１２０と他方側の周方向側壁１２０との間に、複数の第３燃料ノズル７０のすべてが位置するように構成されている。
　これにより、燃焼筒３６の周方向に間隔を空けて配置された複数の第３燃料ノズル７０のすべてを１つの防風カバー１００で覆うことができるので、防風カバー１００の構成を比較的簡素にできる。
　図３Ａ及び図３Ｅに示す燃焼筒３６では、防風カバー１００に隔壁１５０が設けられているので、隔壁１５０の周方向の位置によって吸込み開口部１３０の開口面積を適宜設定できる。これにより、複数の第３燃料ノズル７０間の燃焼用空気の流量偏差を抑制し易くなる。また、図３Ａ及び図３Ｅに示す燃焼筒３６によれば、隔壁１５０によって天板１１０を補強できる。
　図３Ａから図３Ｅに示す燃焼筒３６では、吸込み開口部１３０における径方向の寸法Ｌｄは、周方向の少なくとも一部の領域において、少なくとも一つの第３燃料ノズル７０を挟んで周方向で隣り合う２つの隔壁１５０同士の間の周方向の距離Ｌｓ１、又は、第３燃料ノズル７０を挟んで周方向で隣り合う周方向側壁１２０と隔壁１５０との間の周方向の距離Ｌｓ２よりも小さいとよい。
　これにより、燃焼筒３６がガスタービン１のロータ８の周囲に環状に複数配置されている場合であっても、隣り合う燃焼筒３６に設けられた防風カバー１００との干渉を防ぎつつ、吸込み開口部１３０の大きさを確保して第３燃料ノズル７０に流入する燃焼用空気の圧損を抑制できる。
　なお、距離Ｌｓ１及び距離Ｌｓ２は、燃焼筒３６の外周面３６ａを周方向に辿った寸法であってもよく、天板１１０の内周面１１０ａを周方向に辿った寸法であってもよい。また、距離Ｌｓ１及び距離Ｌｓ２は、燃焼筒３６の外周面３６ａを周方向に辿った寸法と、天板１１０の内周面１１０ａを周方向に辿った寸法との和を２で除した寸法であってもよい。距離Ｌｓ１及び距離Ｌｓ２は、燃焼筒３６の外周面３６ａと天板１１０の内周面１１０ａとの中間位置を周方向に辿った寸法であってもよい。
　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１の燃焼筒３６は、ガスタービン１の燃焼筒３６であり、燃焼筒３６と、燃焼筒３６の側部に燃焼筒３６の周方向に間隔を空けて配置された複数の燃料ノズル（第３燃料ノズル７０）と、複数の燃料ノズル（第３燃料ノズル７０）の少なくとも一つを囲むように配置された防風カバー１００と、を備える。防風カバー１００は、周方向に延在する天板１１０と、天板１１０における周方向の端部１１１と燃焼筒３６とを接続する周方向側壁１２０と、を含む。防風カバー１００は、天板１１０と周方向側壁１２０とによって構成され、燃焼用空気を取り入れるための吸込み開口部１３０を有する。吸込み開口部１３０における燃焼筒３６の径方向の寸法Ｌｄは、周方向の少なくとも一部の領域において、吸込み開口部１３０における周方向の寸法Ｌｓよりも小さい。
　上記（１）の構成によれば、防風カバー１００を設けることで、燃焼筒３６の側部に燃焼筒３６の周方向に間隔を空けて配置された複数の燃料ノズル（第３燃料ノズル７０）間の燃焼用空気の流量偏差を抑制できる。また、吸込み開口部１３０における燃焼筒３６の径方向の寸法Ｌｄを、周方向の少なくとも一部の領域において、吸込み開口部１３０における周方向の寸法Ｌｓよりも小さくすることで、燃焼筒３６がガスタービン１のロータ８の周囲に環状に複数配置されている場合であっても、隣り合う燃焼筒３６に設けられた防風カバー１００との干渉を防ぎつつ、吸込み開口部１３０の大きさを確保して燃料ノズル（第３燃料ノズル７０）に流入する燃焼用空気の圧損を抑制できる。
（２）幾つかの実施形態では、上記（１）の構成において、防風カバー１００は、天板１１０における燃焼筒３６の上流側の端部１１３と燃焼筒３６とを接続する上流側側壁１４０、を含むとよい。
　上記（２）の構成によれば、天板１１０における燃焼筒３６の上流側の端部１１３において天板１１０と燃焼筒３６の間を上流側側壁１４０が塞ぐので、燃料ノズル（第３燃料ノズル７０）には、燃焼筒３６の下流側から燃焼用空気が流入することとなる。このように燃焼筒３６の下流側から燃料ノズル（第３燃料ノズル７０）に流入する燃焼用空気が燃料ノズル（第３燃料ノズル７０）内で流れの向きが変えられて燃焼筒３６内に向かって流れるようになるので、燃料ノズル（第３燃料ノズル７０）の出口における燃焼筒３６の上流側で燃焼用空気の流速が低下する領域が生じ難くなる。これにより、燃料ノズル（第３燃料ノズル７０）の出口付近における異常燃焼の発生を抑制できる。
（３）幾つかの実施形態では、上記（１）又は（２）の構成において、天板１１０における燃焼筒３６の軸方向の寸法Ｌａｘは、天板１１０における周方向の寸法（吸込み開口部１３０における周方向の寸法Ｌｓ）よりも小さいとよい。
　上記（３）の構成によれば、防風カバー１００よりも燃焼筒３６の上流側において燃焼筒３６に設けられた音響装置６０と防風カバー１００との干渉を抑制できる。
（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、燃焼筒３６は、ガスタービン１のロータ８の周囲に環状に複数配置された、少なくとも第１燃焼筒３６Ａと、第１燃焼筒３６Ａの隣に配置された第２燃焼筒３６Ｂとを含んでいてもよい。ロータ８の軸線Ｏ方向から見たときに、ロータ８の軸線Ｏと第１燃焼筒３６Ａの中心Ｃｐとを通過する直線を第１直線Ｌ１とし、上記軸線Ｏと第２燃焼筒３６Ｂの中心Ｃｐとを通過する直線を第２直線Ｌ２としたときに、第１直線Ｌ１と第２直線Ｌ２とで挟まれた領域に位置する天板１１０の一部は、第１直線Ｌ１と第２直線Ｌ２とのなす角の二等分線Ｌｈと平行に延在するとよい。
　上記（４）の構成によれば、第１燃焼筒３６Ａと第２燃焼筒３６Ｂとの間の間隔が比較的狭い場合であっても、吸込み開口部１３０の大きさを確保し易くなり、燃料ノズル（第３燃料ノズル７０）に流入する燃焼用空気の圧損を抑制し易くなる。
（５）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（４）の何れかの構成において、防風カバー１００は、周方向の一方側の周方向側壁１２０と他方側の周方向側壁１２０との間に、複数の燃料ノズル（第３燃料ノズル７０）のすべてが位置するように構成されていてもよい。
　上記（５）の構成によれば、燃焼筒３６の周方向に間隔を空けて配置された複数の燃料ノズル（第３燃料ノズル７０）のすべてを１つの防風カバー１００で覆うことができるので、防風カバー１００の構成を比較的簡素にできる。
（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、防風カバー１００は、天板１１０と燃焼筒３６とを接続し、天板１１０と周方向側壁１２０と燃焼筒３６とによって囲まれた空間を周方向に区画する隔壁１５０、を有していてもよい。
　上記（６）の構成によれば、隔壁１５０の周方向の位置によって吸込み開口部１３０の開口面積を適宜設定できる。これにより、複数の燃料ノズル（第３燃料ノズル７０）間の燃焼用空気の流量偏差を抑制し易くなる。また、上記（６）の構成によれば、隔壁１５０によって天板１１０を補強できる。
（７）幾つかの実施形態では、上記（６）の構成において、吸込み開口部１３０における燃焼筒３６の径方向の寸法Ｌｄは、周方向の少なくとも一部の領域において、少なくとも一つの燃料ノズル（第３燃料ノズル７０）を挟んで周方向で隣り合う２つの隔壁１５０同士の間の周方向の距離Ｌｓ１、又は、燃料ノズル（第３燃料ノズル７０）を挟んで周方向で隣り合う周方向側壁１２０と隔壁１５０との間の周方向の距離Ｌｓ２よりも小さいとよい。
　上記（７）の構成によれば、燃焼筒３６がガスタービン１のロータ８の周囲に環状に複数配置されている場合であっても、隣り合う燃焼筒３６に設けられた防風カバー１００との干渉を防ぎつつ、吸込み開口部１３０の大きさを確保して燃料ノズル（第３燃料ノズル７０）に流入する燃焼用空気の圧損を抑制できる。
（８）本開示の少なくとも一実施形態に係るガスタービン１の燃焼器４は、上記（１）乃至（７）の何れかの構成の燃焼筒３６と、燃焼筒３６の上流側に設けられた、燃料を燃焼させるためのバーナ（第１燃焼バーナ３８及び第２燃焼バーナ４４）と、を備える。
　上記（８）の構成によれば、燃焼筒３６の側部に燃焼筒３６の周方向に間隔を空けて配置された複数の燃料ノズル（第３燃料ノズル７０）間の燃焼用空気の流量偏差を抑制しつつ、燃料ノズル（第３燃料ノズル７０）に流入する燃焼用空気の圧損を抑制できる燃焼器４を実現できる。
（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、ロータ８と、ロータ８の周囲に環状に複数配置される上記（８）の構成の燃焼器４と、を備える。
　上記（９）の構成によれば、ガスタービン１の効率向上に資する。
１　ガスタービン
８　ロータ
３６　燃焼筒
３６Ａ　第１燃焼筒
３６Ｂ　第２燃焼筒
１００　防風カバー
１１０　天板
１２０　周方向側壁
１３０　吸込み開口部
１４０　上流側側壁
１５０　隔壁

Claims (9)

  1. 　ガスタービンの燃焼筒であって、
    　燃焼筒と、
    　前記燃焼筒の側部に前記燃焼筒の周方向に間隔を空けて配置された複数の燃料ノズルと、
    　前記複数の燃料ノズルの少なくとも一つを囲むように配置された防風カバーと、
    を備え、
    　前記防風カバーは、
    　　前記周方向に延在する天板と、前記天板における前記周方向の端部と前記燃焼筒とを接続する周方向側壁と、を含み、
    　　前記天板と前記周方向側壁とによって構成され、燃焼用空気を取り入れるための吸込み開口部を有し、
    　前記吸込み開口部における前記燃焼筒の径方向の寸法は、前記周方向の少なくとも一部の領域において、前記吸込み開口部における前記周方向の寸法よりも小さい、
    ガスタービンの燃焼筒。
  2. 　前記防風カバーは、前記天板における前記燃焼筒の上流側の端部と前記燃焼筒とを接続する上流側側壁、を含む、
    請求項１に記載のガスタービンの燃焼筒。
  3. 　前記天板における前記燃焼筒の軸方向の寸法は、前記天板における前記周方向の寸法よりも小さい、
    請求項１又は２に記載のガスタービンの燃焼筒。
  4. 　前記燃焼筒は、前記ガスタービンのロータの周囲に環状に複数配置された、少なくとも第１燃焼筒と、前記第１燃焼筒の隣に配置された第２燃焼筒とを含み、
    　前記ロータの軸線方向から見たときに、前記ロータの軸線と前記第１燃焼筒の中心とを通過する直線を第１直線とし、前記軸線と前記第２燃焼筒の中心とを通過する直線を第２直線としたときに、前記第１直線と前記第２直線とで挟まれた領域に位置する前記天板の一部は、前記第１直線と前記第２直線とのなす角の二等分線と平行に延在する
    請求項１又は２に記載のガスタービンの燃焼筒。
  5. 　前記防風カバーは、前記周方向の一方側の前記周方向側壁と他方側の前記周方向側壁との間に、前記複数の燃料ノズルのすべてが位置するように構成されている、
    請求項１又は２に記載のガスタービンの燃焼筒。
  6. 　前記防風カバーは、前記天板と前記燃焼筒とを接続し、前記天板と前記周方向側壁と前記燃焼筒とによって囲まれた空間を前記周方向に区画する隔壁、を有する
    請求項１又は２に記載のガスタービンの燃焼筒。
  7. 　前記吸込み開口部における前記燃焼筒の径方向の寸法は、前記周方向の少なくとも一部の領域において、少なくとも一つの前記燃料ノズルを挟んで前記周方向で隣り合う２つの前記隔壁同士の間の前記周方向の距離、又は、前記燃料ノズルを挟んで前記周方向で隣り合う前記周方向側壁と前記隔壁との間の前記周方向の距離よりも小さい、
    請求項６に記載のガスタービンの燃焼筒。
  8. 　請求項１又は２に記載の燃焼筒と、
    　前記燃焼筒の上流側に設けられた、燃料を燃焼させるためのバーナと、
    を備える、
    ガスタービンの燃焼器。
  9. 　ロータと、
    　前記ロータの周囲に環状に複数配置される請求項８に記載の燃焼器と、
    を備えるガスタービン。
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