JP2000130759A - Gas turbine combustor - Google Patents
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明はガスタービン燃焼器
に係わり、特に燃焼振動の発生しにくいトランジション
ピース構造を備えたガスタービン燃焼器に関するもので
ある。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a gas turbine combustor, and more particularly to a gas turbine combustor having a transition piece structure in which combustion oscillation is less likely to occur.
【０００２】[0002]
【従来の技術】ガスタービン燃焼器のトランジションピ
ースは、図１に示すように燃焼器４とタービン入口部８
とを連結する役割を持つ。図２，図３，図４にそれぞれ
図１のＡ−Ａ線，Ｂ−Ｂ線，Ｃ−Ｃ線におけるトランジ
ションピース内筒２の断面図を示す。トランジションピ
ース内筒２は、図２のように燃焼器内筒５との接続部で
はほぼ円形の断面形状を有し、タービン入口部８との接
続部に近づくにつれて図３，図４のようにその断面形状
は緩やかに変化する。従来のガスタービン燃焼器のトラ
ンジションピース１では、トランジションピース内筒２
で囲まれた領域の流路面積は、このような断面形状の変
化に伴い、燃焼器からタービン入口部に向かって徐々に
減少する構造となっている。2. Description of the Related Art A transition piece of a gas turbine combustor includes a combustor 4 and a turbine inlet 8 as shown in FIG.
It has the role of linking with. FIGS. 2, 3, and 4 are cross-sectional views of the transition piece inner cylinder 2 taken along lines AA, BB, and CC of FIG. 1, respectively. The transition piece inner cylinder 2 has a substantially circular cross-sectional shape at the connection part with the combustor inner cylinder 5 as shown in FIG. 2, and as it approaches the connection part with the turbine inlet part 8 as shown in FIGS. Its cross-sectional shape changes slowly. In a transition piece 1 of a conventional gas turbine combustor, a transition piece inner cylinder 2
The flow path area of the region surrounded by is gradually reduced from the combustor toward the turbine inlet with the change in the cross-sectional shape.
【０００３】このような従来のガスタービン燃焼器のト
ランジションピースは、たとえば特開平6−323544 号公
報にみられる。[0003] Such a transition piece of a conventional gas turbine combustor is disclosed in, for example, Japanese Patent Application Laid-Open No. 6-323544.
【０００４】[0004]
【発明が解決しようとする課題】ガスタービン燃焼器で
は、燃焼器やトランジションピースから構成される気柱
系での気柱共鳴に同期して燃焼による発熱が変動し、そ
れに伴って特定の周波数の圧力変動振幅が卓越して大き
くなる燃焼振動と呼ばれる現象が発生することがある。
燃焼振動が発生すると、燃焼室内の火炎は振動に同期し
て揺らぎ、燃焼室の内壁や保炎器などに接触して、これ
らの燃焼器構造物に熱的なダメージを与える。また、火
炎が保炎器よりも上流に戻ったり、あるいは消炎したり
する恐れもある。さらに燃焼器が共振して破損する恐れ
もある。したがって燃焼振動は、極力それを防ぐ必要が
ある。In a gas turbine combustor, heat generated by combustion fluctuates in synchronism with column resonance in a column system composed of a combustor and a transition piece. A phenomenon called combustion oscillation in which the amplitude of the pressure fluctuation becomes predominantly large may occur.
When the combustion vibration occurs, the flame in the combustion chamber fluctuates in synchronization with the vibration, and comes into contact with the inner wall of the combustion chamber, the flame stabilizer, and the like, and thermally damages these combustor structures. Further, the flame may return to the upstream of the flame stabilizer or may extinguish. Further, the combustor may be damaged due to resonance. Therefore, it is necessary to prevent combustion oscillation as much as possible.
【０００５】燃焼振動の原因である気柱共鳴は、気柱系
の端部が反射条件となる場合に発生する。図１に示すよ
うに、ガスタービン燃焼器で反射条件となっているのは
タービン１段目静翼９である。図５に図１のＤ−Ｄ線に
おけるタービン１段目静翼の断面図を示す。燃焼ガス２
０はタービン１段目静翼９により構成される翼列間流路
２１を通過してタービンに流入する。この翼列間流路２
１はラバルノズルとして機能し、流路面積が最小となる
喉部２２より下流で超音速流れが形成される。喉部２２
においては局所マッハ数が１となり、ここを通過する燃
焼ガス２０の流速は音速に等しくなる。マッハ数が１以
上の領域では、圧力波は上流側には伝播できないので、
タービン側からタービン１段目静翼より上流に圧力波が
伝播することはない。[0005] Air column resonance, which is a cause of combustion oscillation, occurs when the end of the air column system is in a reflection condition. As shown in FIG. 1, it is the turbine first stage stationary blade 9 that is in the reflection condition in the gas turbine combustor. FIG. 5 is a cross-sectional view of the turbine first stage stationary blade along the line DD in FIG. Combustion gas 2
Numeral 0 flows into the turbine through the inter-cascade flow path 21 constituted by the turbine first-stage stationary blades 9. This inter-cascade flow path 2
Numeral 1 functions as a Laval nozzle, and a supersonic flow is formed downstream of the throat 22 where the flow path area is minimized. Throat 22
, The local Mach number becomes 1, and the flow velocity of the combustion gas 20 passing therethrough becomes equal to the speed of sound. In the region where the Mach number is 1 or more, the pressure wave cannot propagate to the upstream side,
The pressure wave does not propagate from the turbine side to the upstream of the turbine first stage stationary blade.
【０００６】しかし、タービン１段目静翼９は燃焼ガス
２０の流れに対して急角度に設置されているため、入射
圧力波１８の大部分は喉部２２よりも上流側でタービン
１段目静翼９に当たって反射してしまい、ごく一部が喉
部２２よりも下流に伝播する。このように、燃焼室７か
らトランジションピース内筒２で囲まれた流路を伝わっ
てきた入射圧力波１８は、タービン１段目静翼９で大部
分が反射して反射圧力波１９となる。However, since the first stage stationary blades 9 of the turbine are disposed at a steep angle with respect to the flow of the combustion gas 20, most of the incident pressure wave 18 is located upstream of the throat 22 at the first stage of the turbine. The light impinges on the stationary blade 9 and is reflected, and a very small portion propagates downstream from the throat 22. As described above, most of the incident pressure wave 18 transmitted from the combustion chamber 7 through the flow path surrounded by the transition piece inner cylinder 2 is reflected by the first stage stationary blade 9 of the turbine to become a reflected pressure wave 19.
【０００７】従来のトランジションピースの構造では、
タービン１段目静翼９で反射した反射圧力波１９はトラ
ンジションピース内筒２で囲まれた流路を素通りして燃
焼室７に伝播してしまう。燃焼器やトランジションピー
スで構成される気柱系の長さが数十センチメートルから
数メートル程度であるのに対し、タービン静翼の翼厚さ
は数センチメートル程度なので、気柱系のスケールでみ
ると反射圧力波は１個所で反射しているとみなされる。
したがって、気柱系の長さに応じた特定の周波数の気柱
共鳴が形成されて燃焼振動が発生しやすい傾向にある。In a conventional transition piece structure,
The reflected pressure wave 19 reflected by the turbine first stage stationary blade 9 passes through the flow path surrounded by the transition piece inner cylinder 2 and propagates to the combustion chamber 7. While the length of the air column system consisting of combustors and transition pieces is about several tens of centimeters to several meters, the blade thickness of the turbine vanes is about several centimeters, so the scale of the air column system It can be seen that the reflected pressure wave is reflected at one place.
Therefore, air column resonance of a specific frequency corresponding to the length of the air column system is formed, and combustion oscillation tends to occur.
【０００８】本発明の目的は、このようなタービン１段
目静翼での圧力波の反射が原因となる気柱共鳴が生じに
くいトランジションピースを提供することにより、ガス
タービン燃焼器の燃焼振動を防ぐことを目的とする。An object of the present invention is to provide a transition piece in which air column resonance due to the reflection of pressure waves at the first stage stationary blade of the turbine is unlikely to occur, thereby reducing the combustion vibration of the gas turbine combustor. The purpose is to prevent.
【０００９】[0009]
【課題を解決するための手段】上記の課題を解決するた
め、本発明では、トランジションピース内筒に絞り部を
設ける。In order to solve the above-mentioned problems, according to the present invention, a throttle section is provided in the inner cylinder of the transition piece.
【００１０】[0010]
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施形態について
説明する。Embodiments of the present invention will be described below.
【００１１】図６は本発明の一実施例である。図６に示
す燃焼器４は、中央に拡散燃料ノズル１０と旋回ベーン
１１から構成されるパイロットバーナを有し、その周囲
に予混合燃料ノズル１２，予混合流路１３，保炎器１４
からなるメインバーナを有している。パイロットバーナ
は、拡散燃料ノズル１０から噴射された燃料１５と、旋
回ベーンによって速度に旋回成分を与えられた空気１７
とを拡散燃焼させるバーナであり、起動時および定格運
転に至るまでの低負荷運転時に安定燃焼状態を維持する
役割をもつ。メインバーナは、予混合燃料ノズル１２か
ら噴射された燃料１６を予混合流路１３において空気１
７と混合させて予混合気とし、保炎器１４の下流で予混
合燃焼させるバーナである。パイロットバーナおよびメ
インバーナで消費される空気１７は、トランジションピ
ース外筒３３とトランジションピース内筒３２との間の
流路および、燃焼器外筒６と燃焼器内筒５との間の流路
を通して供給される。FIG. 6 shows an embodiment of the present invention. The combustor 4 shown in FIG. 6 has a pilot burner including a diffusion fuel nozzle 10 and a swirl vane 11 in the center, and a premix fuel nozzle 12, a premix channel 13, a flame stabilizer 14 around the pilot burner.
It has a main burner consisting of The pilot burner includes fuel 15 injected from the diffusion fuel nozzle 10 and air 17 having a swirl component given to the speed by the swirl vane.
This burner diffuses and burns, and has a role of maintaining a stable combustion state at the time of startup and at the time of low-load operation up to the rated operation. The main burner transfers the fuel 16 injected from the premixed fuel nozzle 12 to the air 1
7 is a burner that is premixed by mixing it with a premixed gas 7 and premixed and burns downstream of the flame stabilizer 14. Air 17 consumed by the pilot burner and the main burner passes through a flow path between the transition piece outer cylinder 33 and the transition piece inner cylinder 32 and a flow path between the combustor outer cylinder 6 and the combustor inner cylinder 5. Supplied.
【００１２】燃焼器４とタービン入口部８とを連結する
トランジションピース３１は、トランジションピース外
筒３３とトランジションピース内筒３２からなる。燃焼
器内筒５とタービン入口部８とを連結し、燃焼ガスの流
路となるトランジションピース内筒３２は、上流側に圧
縮流路３４を、中間部に絞り部３５を、下流部に拡大流
路３６を有する。図７，図８，図９にそれぞれ図６のＡ
−Ａ線，Ｂ−Ｂ線，Ｃ−Ｃ線におけるトランジションピ
ース内筒３２の断面図を示す。図８に示された絞り部３
５での流路面積は、図７に示されたトランジションピー
ス内筒入口部および図９に示されたトランジションピー
ス内筒出口部での流路面積のどちらよりも狭くしてあ
る。The transition piece 31 for connecting the combustor 4 and the turbine inlet 8 includes a transition piece outer cylinder 33 and a transition piece inner cylinder 32. The transition piece inner cylinder 32, which connects the combustor inner cylinder 5 and the turbine inlet section 8 and serves as a combustion gas flow path, expands the compression flow path 34 on the upstream side, the throttle section 35 on the intermediate section, and the downstream section. It has a channel 36. FIGS. 7, 8 and 9 respectively show A in FIG.
FIG. 3 is a cross-sectional view of the transition piece inner cylinder 32 taken along line A, line BB, and line CC. The throttle unit 3 shown in FIG.
The flow path area at 5 is smaller than both the flow path area at the transition piece inner cylinder inlet shown in FIG. 7 and the transition piece inner cylinder outlet shown in FIG.
【００１３】特に本実施例においては、トランジション
ピース内筒３２がラバルノズルとして機能するように、
絞り部３５における流路面積を、タービン１段目静翼９
により構成される翼列間流路における喉部の流路面積と
同程度の面積にしてある。したがって、絞り部３５はラ
バルノズルの喉部として機能し、この部分での流れにお
いては局所マッハ数が１となる。また拡大流路３６にお
いてはマッパ数が１以上の超音速流れが形成されること
になる。マッハ数が１以上の領域においては、圧力波は
上流に伝播できないので、絞り部３５を通過した入射圧
力波３７が下流のいずれかの位置で反射したとしても、
その反射圧力波３８は、絞り部３５より上流には伝播で
きない。Particularly, in this embodiment, the transition piece inner cylinder 32 functions as a Laval nozzle.
The flow path area in the throttle unit 35 is reduced by the first stage stationary blade 9 of the turbine.
Of the throat in the inter-cascade flow path constituted by Therefore, the throttle unit 35 functions as the throat of the Laval nozzle, and the local Mach number becomes 1 in the flow in this portion. In addition, a supersonic flow having one or more mappers is formed in the enlarged flow path 36. In the region where the Mach number is 1 or more, since the pressure wave cannot propagate upstream, even if the incident pressure wave 37 passing through the throttle unit 35 is reflected at any position downstream,
The reflected pressure wave 38 cannot propagate upstream of the throttle section 35.
【００１４】また、上流の圧縮流路３４においても入射
圧力波３９の反射は生じるが、この領域では位置によっ
て反射する方向が異なり、反射圧力波４０の一部は絞り
部３５を通過して下流に伝播し、残りは乱反射して再び
燃焼室７に伝播する。このように圧縮流路３４で乱反射
した反射圧力波の一部は燃焼室７に伝播することになる
が、このような乱反射による反射圧力波では、タービン
１段目静翼からの反射波の場合とは異なり、気柱共鳴が
形成されにくい。それは圧力波の反射する位置が分散し
ているためで、卓越すべき特定の周波数が存在しにくい
からである。以上のように本実施例で示した本発明によ
るガスタービン燃焼器のトランジションピース３１で
は、トランジションピース内筒３２に絞り部３５を設け
てあり、特にその絞り部３５の流路面積はトランジショ
ンピース内筒がラバルノズルとして機能する面積となっ
ている。そのため絞り部３５より下流からの反射圧力波
３８は絞り部３５より上流には伝播せず、また絞り部３
５より上流の圧縮流路３４での反射圧力波４０は乱反射
したものなので燃焼室７に伝播しても気柱共鳴にはなり
にくい。したがって、本実施例に示したトランジション
ピース３１を備えたガスタービン燃焼器においては、燃
焼振動は発生しにくい。The reflection of the incident pressure wave 39 also occurs in the upstream compression channel 34, but the direction of reflection differs depending on the position in this region, and a part of the reflected pressure wave 40 passes through the throttle portion 35 and flows downstream. And the rest diffusely reflects and propagates to the combustion chamber 7 again. A part of the reflected pressure wave irregularly reflected in the compression flow path 34 propagates to the combustion chamber 7 as described above. In the case of a reflected wave from the turbine first stage stationary blade, Unlike this, air column resonance is not easily formed. This is because the positions where pressure waves reflect are dispersed, and it is difficult for a specific frequency to be excellent to exist. As described above, in the transition piece 31 of the gas turbine combustor according to the present invention shown in the present embodiment, the constricted portion 35 is provided in the transition piece inner cylinder 32. The cylinder has an area that functions as a Laval nozzle. Therefore, the reflected pressure wave 38 from the downstream of the throttle unit 35 does not propagate upstream of the throttle unit 35, and
Since the reflected pressure wave 40 in the compression flow path 34 upstream of 5 is irregularly reflected, even if it propagates to the combustion chamber 7, air column resonance hardly occurs. Therefore, in the gas turbine combustor provided with the transition piece 31 shown in the present embodiment, combustion oscillation hardly occurs.
【００１５】図１０は本発明の一実施例である。ここ
で、燃焼器４は図６で示した実施例における燃焼器と同
一の構成となっている。図１０における本発明によるト
ランジションピース４１はトランジションピース内筒４
２とトランジションピース外筒４３とからなる。トラン
ジションピース内筒４２で囲まれた流路の上流側は圧縮
流路４４となっており、中間部は絞り部４５、下流部は
拡大流路４６となっている。なお、図６で示した実施例
とは異なり、絞り部４５における流路面積はタービン１
段目静翼９により構成される翼列間流路における喉部の
流路面積より広くしてあるので、トランジションピース
内筒４２はラバルノズルとしては機能しない。FIG. 10 shows an embodiment of the present invention. Here, the combustor 4 has the same configuration as the combustor in the embodiment shown in FIG. The transition piece 41 according to the present invention in FIG.
2 and a transition piece outer cylinder 43. The upstream side of the flow path surrounded by the transition piece inner cylinder 42 is a compression flow path 44, the middle part is a throttle part 45, and the downstream part is an enlarged flow path 46. It should be noted that, unlike the embodiment shown in FIG.
The transition piece inner cylinder 42 does not function as a Laval nozzle because the passage area of the throat in the passage between cascades constituted by the stage stationary blades 9 is wider.
【００１６】よって絞り部４５およびその下流の拡大流
路４６における流れのマッハ数は１未満であり、圧力波
は下流側にも上流側にも伝播する。絞り部４５より下流
部に伝播した入射圧力波４７はタービン１段目静翼で反
射し、その反射圧力波４８は絞り部４５を通過しても燃
焼室７に伝播することになる。圧縮流路４４において
は、図６で示した実施例と同様に入射圧力波４９はトラ
ンジションピース内筒４２の内壁で乱反射し、その反射
圧力波５０の一部は絞り部４５の下流に、残りは燃焼室
７に伝播する。Therefore, the Mach number of the flow in the constricted portion 45 and the enlarged flow passage 46 downstream thereof is less than 1, and the pressure wave propagates both downstream and upstream. The incident pressure wave 47 that has propagated downstream from the throttle portion 45 is reflected by the first stage stationary blades of the turbine, and the reflected pressure wave 48 propagates to the combustion chamber 7 even after passing through the throttle portion 45. In the compression channel 44, similarly to the embodiment shown in FIG. 6, the incident pressure wave 49 is irregularly reflected on the inner wall of the transition piece inner cylinder 42, and a part of the reflected pressure wave 50 remains downstream of the throttle 45 and remains. Propagates to the combustion chamber 7.
【００１７】以上のように本実施例で示した本発明によ
るガスタービン燃焼器のトランジションピース４１で
は、トランジションピース内筒４２に絞り部４５を設け
てあり、その絞り部４５の流路面積はトランジションピ
ース内筒４２がラバルノズルとして機能する面積よりは
広く、したがって、トランジションピース内筒４２はラ
バルノズルとしては機能しないようになっている。その
ためタービン１段目静翼９からの反射圧力波４８は絞り
部４５を通過して燃焼室７に伝播してしまう。As described above, in the transition piece 41 of the gas turbine combustor according to the present invention shown in the present embodiment, the restricting portion 45 is provided in the transition piece inner cylinder 42, and the flow passage area of the restricting portion 45 is the transition area. The area in which the piece inner cylinder 42 functions as a Laval nozzle is larger, and therefore, the transition piece inner cylinder 42 does not function as a Laval nozzle. Therefore, the reflected pressure wave 48 from the turbine first stage stationary blade 9 passes through the throttle portion 45 and propagates to the combustion chamber 7.
【００１８】しかし、上流の圧縮流路４４において入射
圧力波４９の大部分は乱反射して燃焼室７に伝播してし
まうため、実際に絞り部４５より下流に伝播する入射圧
力波４７はごく一部であり、したがってタービン１段目
静翼９からの反射圧力波４８は、従来のトランジション
ピースの場合に比べてごくわずかである。また絞り部４
５より上流の圧縮流路４４での反射圧力波５０は乱反射
したものなので燃焼室７に伝播しても気柱共鳴にはなり
にくい。したがって本実施例に示したトランジションピ
ースを備えたガスタービン燃焼器においては、燃焼振動
は発生しにくい。However, most of the incident pressure wave 49 in the upstream compression flow path 44 is diffusely reflected and propagates to the combustion chamber 7, so that the incident pressure wave 47 actually propagating downstream from the throttle portion 45 is very small. Therefore, the reflected pressure wave 48 from the turbine first stage stationary blade 9 is very small as compared with the case of the conventional transition piece. In addition, the diaphragm unit 4
Since the reflected pressure wave 50 in the compression flow passage 44 upstream of 5 is irregularly reflected, even if it propagates to the combustion chamber 7, air column resonance hardly occurs. Therefore, in the gas turbine combustor provided with the transition piece shown in the present embodiment, combustion oscillation is unlikely to occur.
【００１９】[0019]
【発明の効果】以上のように本発明によれば、トランジ
ションピース内筒に絞り部を設けたことにより、絞り部
より上流の圧縮流路部において、燃焼室からの入射圧力
波の大部分が乱反射するため気柱共鳴が生じにくく、ま
た、絞り部より下流部への圧力波の伝播量が減少する。
このためタービン１段目静翼からの反射圧力波も減少す
るのでさらに気柱共鳴が生じにくくなる。また、トラン
ジションピース内筒に設けた絞り部における流路面積
を、トランジションピースがラバルノズルとして機能す
る程度に狭くした場合には、絞り部より下流から上流へ
の反射圧力波の伝播を完全に防ぐことができるので、さ
りに気柱共鳴が生じにくくなる。燃焼振動の原因は気柱
共鳴であるから、ガスタービン燃焼器に本発明によるト
ランジションピースを備えることで、燃焼振動が生じに
くくなるという効果が得られる。As described above, according to the present invention, most of the pressure wave incident from the combustion chamber is provided in the compression flow path upstream of the throttle by providing the throttle in the transition piece inner cylinder. Air column resonance is less likely to occur due to diffuse reflection, and the amount of pressure wave propagation downstream of the throttle is reduced.
For this reason, the reflected pressure wave from the first stage stationary blade of the turbine is also reduced, so that air column resonance is more unlikely to occur. In addition, when the flow path area in the throttle portion provided in the transition piece inner cylinder is reduced to such an extent that the transition piece functions as a Laval nozzle, the propagation of the reflected pressure wave from downstream to upstream from the throttle portion is completely prevented. Therefore, air column resonance hardly occurs. Since the cause of the combustion vibration is air column resonance, providing the transition piece according to the present invention in the gas turbine combustor has the effect of making the combustion vibration less likely to occur.
【図１】従来のトランジションピースを備えたガスター
ビン燃焼器の断面図。FIG. 1 is a sectional view of a gas turbine combustor provided with a conventional transition piece.
【図２】図１のＡ−Ａ線におけるトランジションピース
内筒の断面図。FIG. 2 is a cross-sectional view of the transition piece inner cylinder taken along line AA of FIG.
【図３】図１のＢ−Ｂ線におけるトランジションピース
内筒の断面図。FIG. 3 is a cross-sectional view of the transition piece inner cylinder taken along line BB of FIG. 1;
【図４】図１のＣ−Ｃ線におけるトランジションピース
内筒の断面図。FIG. 4 is a cross-sectional view of the transition piece inner cylinder taken along line CC of FIG. 1;
【図５】図１のＤ−Ｄ線におけるタービン１段目静翼の
断面図。FIG. 5 is a cross-sectional view of the turbine first stage stationary blade along the line DD in FIG. 1;
【図６】本発明の一実施例によるトランジションピース
を備えたタービン燃焼器の断面図。FIG. 6 is a cross-sectional view of a turbine combustor including a transition piece according to one embodiment of the present invention.
【図７】図６のＡ−Ａ線におけるトランジションピース
内筒の断面図。FIG. 7 is a sectional view of the transition piece inner cylinder taken along the line AA in FIG. 6;
【図８】図６のＢ−Ｂ線におけるトランジションピース
内筒の断面図。FIG. 8 is a cross-sectional view of the transition piece inner cylinder taken along the line BB in FIG. 6;
【図９】図６のＣ−Ｃ線におけるトランジションピース
内筒の断面図。FIG. 9 is a cross-sectional view of the transition piece inner cylinder taken along line CC in FIG. 6;
【図１０】本発明の一実施例におけるトランジションピ
ースを備えたタービン燃焼器の断面図。FIG. 10 is a sectional view of a turbine combustor provided with a transition piece according to one embodiment of the present invention.
１，３１，４１…トランジションピース、２，３２，４
２…トランジションピース内筒、３，３３，４３…トラ
ンジションピース外筒、４…燃焼器、５…燃焼器内筒、
６…燃焼器外筒、７…燃焼室、８…タービン入口部、９
…タービン１段目静翼、１０…拡散燃料ノズル、１１…
旋回ベーン、１２…予混合燃料ノズル、１３…予混合流
路、１４…保炎器、１５，１６…燃料、１７…空気、１
８，３７，３９，４７，４９…入射圧力波、１９，３
８，４０，４８，５０…反射圧力波、２０…燃焼ガス、
２１…翼間流路、２２…喉部、３４，４４…圧縮流路、
３５，４５…絞り部、３６，４６…拡大流路。1,31,41: transition piece, 2, 32, 4
2 ... transition piece inner cylinder, 3, 33, 43 ... transition piece outer cylinder, 4 ... combustor, 5 ... combustor inner cylinder,
6: Combustor outer cylinder, 7: Combustion chamber, 8: Turbine inlet, 9
... 1st stage stationary blade of turbine, 10 ... diffusion fuel nozzle, 11 ...
Swirl vane, 12: premixed fuel nozzle, 13: premixed flow path, 14: flame stabilizer, 15, 16: fuel, 17: air, 1
8, 37, 39, 47, 49 ... incident pressure wave, 19, 3
8, 40, 48, 50 ... reflected pressure wave, 20 ... combustion gas,
21: inter-blade channel, 22: throat, 34, 44: compression channel,
35, 45: throttle section, 36, 46: enlarged flow path.
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 吉田 正平 茨城県日立市大みか町七丁目２番１号 株 式会社日立製作所電力・電機開発本部内 (72)発明者 平田 義隆 茨城県日立市大みか町七丁目２番１号 株 式会社日立製作所電力・電機開発本部内 Ｆターム(参考） 3K017 AA02 AC06 AD08 AD11 AG05 ──────────────────────────────────────────────────続 き Continuing on the front page (72) Inventor Shohei Yoshida 7-2-1, Omika-cho, Hitachi City, Ibaraki Pref. Hitachi, Ltd. Power and Electricity Development Division (72) Inventor Yoshitaka Hirata Omika-cho, Hitachi City, Ibaraki Prefecture 7-2-1, F-term (Reference) in Power & Electricity Development Division, Hitachi, Ltd. 3K017 AA02 AC06 AD08 AD11 AG05
Claims (2)
部の下流側に連結されて前記燃焼部で発生した燃焼ガス
が流通するトランジションピースとを備えたガスタービ
ン燃焼器において、前記トランジションピースは、その
内筒で囲まれた流路の入口部と出口部との間の中間部に
流路断面積が最小となる絞り部を有することを特徴とす
るガスタービン燃焼器。1. A gas turbine combustor comprising: a combustion section in which a combustion flame is formed; and a transition piece connected downstream of the combustion section and through which combustion gas generated in the combustion section flows. A gas turbine combustor, characterized in that the piece has a throttle portion having a minimum flow passage cross-sectional area at an intermediate portion between an inlet portion and an outlet portion of the flow passage surrounded by the inner cylinder.
部の下流側に連結されて前記燃焼部で発生した燃焼ガス
が流通するトランジションピースとを備えたガスタービ
ン燃焼器において、前記トランジションピースは、その
流路断面積が一旦絞り込まれた後に拡大する流路を有す
ることを特徴とするガスタービン燃焼器。2. A gas turbine combustor comprising: a combustion section in which a combustion flame is formed; and a transition piece connected to a downstream side of the combustion section and through which combustion gas generated in the combustion section flows. A gas turbine combustor characterized in that the piece has a flow path that expands after the flow path cross-sectional area is once narrowed.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10305051A JP2000130759A (en) | 1998-10-27 | 1998-10-27 | Gas turbine combustor |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10305051A JP2000130759A (en) | 1998-10-27 | 1998-10-27 | Gas turbine combustor |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000130759A true JP2000130759A (en) | 2000-05-12 |
Family
ID=17940533
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10305051A Pending JP2000130759A (en) | 1998-10-27 | 1998-10-27 | Gas turbine combustor |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2000130759A (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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| EP3643970A1 (en) * | 2018-10-23 | 2020-04-29 | Robert Staudacher | Continuously operating and fluid-respiring fluid energy machine and method for operating same |
-
1998
- 1998-10-27 JP JP10305051A patent/JP2000130759A/en active Pending
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