JP2003522929A - ガスタービン用のバーナ中の装置 - Google Patents

ガスタービン用のバーナ中の装置

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JP2003522929A
JP2003522929A JP2001558665A JP2001558665A JP2003522929A JP 2003522929 A JP2003522929 A JP 2003522929A JP 2001558665 A JP2001558665 A JP 2001558665A JP 2001558665 A JP2001558665 A JP 2001558665A JP 2003522929 A JP2003522929 A JP 2003522929A
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レッケ，ニルス・アー
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ウルスタイン・トゥルビーン・アーエス
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Abstract

(57)【要約】 円筒形ハウジング（１０）と、前記ハウジング内の中心に設けられた燃料入口管（１６）とを含み、前記ハウジング（１０）及び燃料吸入管（１６）が相互に環状チャンバ（２８）を画定する、ガスタービン用のバーナ中の装置。環状チャンバ（２８）は、拡大された径の燃焼室（１８）の中に延び、燃焼用空気を前記環状チャンバ（２８）に供給するための手段（２５）を有する。前記環状チャンバの中には、燃焼用空気の回転動を生じさせるための半径流旋回器（１４）が設けられている。ハウジング（１０）は、中央に位置づけられた燃料吸入管（１６）の自由端の前方で、燃焼室（１８）への入口に、再循環中心コアとで空気と燃料との混合物の濃厚な燃焼回転管状旋回支配流を生成するための下流側の絞り（２０）を有し、前記環状回転流が燃焼室（１８）の中に延びる。燃料吸入管（１６）は、管の自由端から燃料吸入管の直径の少なくとも約１．５倍の距離のところに、列状に多数の入口ノズル（１５）を有する。これは、広い作動範囲にわたって簡単で費用対効果を大きくする設計でＮＯx及びＣＯの低排出を可能にする。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】 本発明は、請求項１の前段部分で見られるようなバーナガスタービン中の装置
に関する。
【０００２】
【発明の背景】
低排出ガスタービン燃焼器は、米国特許第５８１６０５０号及びＷＯ９２０７
２２１からすでに公知である。低排出燃焼器の運転は、噴射システム、制御シス
テムの追加的な費用及び複雑さならびに燃焼器そのものの設計によって抑制され
ることが多い。
【０００３】 窒素酸化物（ＮＯx）を考慮しなければならないだけでなく、一酸化炭素（Ｃ
Ｏ）、未燃炭化水素（ＵＨＣ）ならびに、最も深刻な場合には、すす及び他の微
量種の排出をも考慮しなければならない。さらには、ガスタービンからの排出の
規制は、燃焼器の安定性、音響共振及びさらには複雑さの深刻な問題の原因とな
るより広い作動範囲での排出を制限する方向に移行している。これは、従来の高
排出拡散炎燃焼（ＤＦ）よりも安定性が劣り、最も一般的な排出制御技術である
希薄予備混合燃焼（ＬＰ）の性質による。
【０００４】 欧州特許出願６５６５１２（Westinghouse Electric Corporation）には、拡
大された径の燃焼室の中に延びる二つの同心環状チャンバによって囲まれた中央
に位置づけられた燃料吸入管を有するハウジングを含むガスタービン用のバーナ
中の装置が記載されている。燃料源からの燃料吸入は、中央に位置づけられた管
の中に設けられている。前記環状チャンバに燃焼用空気を供給するための手段に
は、前記二つの環状チャンバ中で燃焼用空気の逆回転動を生じさせるための半径
流旋回器が設けられている。この装置の燃料吸入は、燃料吸入管の自由端で渦流
が形成される一次燃焼区域に直接向けられている。
【０００５】 この配置は短い燃焼区域を生成し、燃料吸入管の端部で非常に温度が高くなる
。短い燃焼区域は、好ましくない排出を生じさせる。さらには、二つの同心環状
チャンバの配置は、このバーナの最小サイズに厳しい制限を課すこととなり、多
数の噴射点、旋回翼及び通路を有する配置を単に複雑にもする。
【０００６】
【発明の目的】
本発明の主な目的は、ガスタービン用の改良されたバーナを提供することであ
る。
【０００７】 さらなる目的は、広い範囲の容量に備えて設計することができ、広い範囲の作
動条件で利用することができるガスタービン用のバーナを提供することである。
【０００８】 さらなる目的は、排出削減のための簡単で費用対効果が大きい技術を提供する
ことである。
【０００９】
【発明の概要】
本発明による装置は独立請求項１の特徴部分で定義されている。装置の好まし
い実施態様は従属項から見られる。
【００１０】 導入部で記載したように、本発明の目的は、広い作動範囲にわたって簡単で費
用対効果を大きくする設計でＮＯx及びＣＯの低排出を可能にすることである。
【００１１】 バーナは、単一段バーナとして作動することもできるし、接線方向に位置づけ
られたベンチュリ燃焼区域として又は同様な設計の同軸の第二段としての第二段
の向きが異なる多段バーナとして作動することもできる。
【００１２】 本発明によるバーナの第一の実施態様では、空気は、半径方向に延びる複数の
送路に通され、そこで空気に旋回が加えられる。これが、旋回器カップ環帯の中
に渦流を形成し、そこでは燃料、液体及び／又は気体が主中央ハブ中のノズルを
介して送られ、また、始動時の点火のための中央に位置するスパークプラグをも
含む。負荷変動のために、燃料を旋回器に供給することもできる。空気は、バー
ナカップの中で旋回させられたのち、旋回器カップの収束する円錐形の排出口に
押し込まれる。この設計が、主燃焼区域への入口で強力な渦流を生成する。燃焼
のはじめには、排気ガス再循環が、安定な点火ソースを構成しながら渦崩壊区域
を形成し、反応温度を下げることによって排出を減らすのに役立つ。主中央ガス
供給を通過して燃料と空気との徐々に起こる混合が、排出を減らす空力多段燃焼
区域として作用する。さらには、完全に混合した燃料と空気は、渦送路の中での
混合により、より高い出力設定で中央の火炎に混入する。円錐形の排出口はまた
、それが生じさせる速度の増加による予備混合流の火炎の逆火を止める効果を有
する。
【００１３】 従来技術とは対照的に、本発明は、中央燃料噴射装置からの混合を促進して安
定性を改善するが、他方、燃料と空気との徐々に起こる混合及び渦崩壊によって
生じる排気ガス再循環は、低排出を達成することができるレベルにまで反応温度
を下げる。さらには、あらゆる可動部品を用いることなく又は熱にさらされるノ
ズル装置によってこれを達成することができる。
【００１４】 バーナの二つのさらなる実施態様が記載されている。一つは、燃焼プロセスが
、二つの別々の燃料吸入口及び空気吸入口に分割されたものであり、いずれの場
合も、燃焼器システムの優れた安定性を提供するパイロットバーナとしてのもの
である。
【００１５】 第二の実施態様では、第二（又は主）燃料空気吸入口は、主燃焼室に対して接
線方向に入るベンチュリ（Lavalノズル）を含み、次のタービン段で作用するた
めに高温の気体が燃焼器から出る他端で開口した円筒形の管を含む。ベンチュリ
燃料空気予備混合装置は、また、米国特許第５，６３８，６７４号及びＮＯ３０
３５５１に記載されているが、第一の実施態様のバーナとベンチュリとの組み合
わせはどこにも記載されていない。前述した米国特許とは対照的に、本発明では
可動部品は具現化されておらず、ベンチュリが、ベースバーナによって支持され
ている主混合装置として作用する。したがって、低い安定性及び限られた範囲の
ベンチュリ予備混合器に典型的な欠点は、安定な点火のために熱い排気を提供す
るバーナの第一の実施態様によって解消され、負荷をパイロットからベンチュリ
に移すことにより、より広い範囲で低排出を達成することができる。
【００１６】 第三の実施態様では、二次（又は主の）燃料及び吸入口は、ベースパイロット
バーナに対して同軸にある環状通路からなるが、ベースバーナと同じ要素からな
る。また、バーナの第一の実施態様は、中央の燃料噴射管と、主バーナの吸入口
にある半径方向に延びる旋回器とを含む。二次バーナの流れは、ベースバーナの
流れに対して共旋回する。たとえば米国特許第５，８１６，０５０号とは対照的
に、流れは共旋回し、パイロット及び主バーナの排出口は、二つの収束する円錐
を含み、安定性及び排気流再循環の相当な増大をもたらす。
【００１７】 例として、添付図面を参照して本発明を以下さらに説明する。
【００１８】
【好ましい実施態様の詳細な説明】
添付の図面１を参照すると、本発明による基本低排出バーナ（燃焼室）が示さ
れている。バーナは、円筒形ハウジング１２の内側に同軸に配置された円筒形の
管１０（カップともいう）からなる。管１０は、中央の燃料吸入管１６のハブ中
心から始まる半径方向の線に対して斜めに配置された空気吸入口１４を含む。中
央の燃料吸入管１６は円筒形の管１０の中に延びている。管１６は、円筒形の管
１０と燃料吸入管１６との間に画定された環状の空気／燃料混合空間又は環帯２
８に燃料が入るための半径方向に延びる燃料排出口１５を含む。さらに、燃料吸
入管１６は、特に始動工程において燃料／空気混合物に点火するための点火装置
３０を含む。点火装置３０は、バーナの外から管１６を通ってその前端壁１７に
向かって延びている。燃料吸入管１６の直径と管１０の直径との比は、０．３〜
０．６であることが好ましい。円筒形ハウジング１２は、フランジ２６及びボル
トにより、公知の方法でガスタービンの支持構造に接続されている。円筒形ハウ
ジング１２及び管１０の吸入端は、ボルトによって固定される皿状体２７によっ
て閉止されている。
【００１９】 円筒形の管１０は、管１０の下流端にある収束する円錐形の絞り２０を経て円
筒形の主内筒１８の中に出ている。したがって、空気／燃料混合物流の接線方向
及び軸方向の速度が増大し、内部の煙道ガスの再循環を生じさせ、パイロット段
で燃料空気混合物のための良好な点火ソースを提供する。内筒１８はさらに、そ
の周囲に沿って吸入口２２を含む。内筒１８及びハウジング１２は、それらの間
に給気のための環状空間２４を画定している。この給気の一部が前記吸入口２２
を通過して送られる。空気吸入口１４の配置が図２に示されている。空気は開口
１４を通って半径方向に対して斜めに環帯２８に流れ込み、それにより、環帯２
８中に半径方向及び接線方向の速度成分を生じさせる。
【００２０】 同じく図示するように、吸入口又は旋回器１４は、吸入口１４の案内翼３１の
間に配置されたスポーク３２上にノズルの列を含む。これらは、吸入口１４を通
って流れる燃焼用空気と混合するための燃料の噴射のためのものであり、バーナ
の中心線３３から同じ又は異なる半径方向位置で、各ノズルを配置することがで
きる。しかし、図２に示すように、中心線３３から計測されるスポーク３２の半
径方向位置は、好ましくは異なり、非対称である。すなわち、中心線３３から計
測して互いに異なる半径に配置されている。この目的は、バーナのノイズを減ら
すべく、平行な空気の吸入要素の脈動を切り離すためである。
【００２１】 以下、このバーナの最良の作動形態及び排出を減らす方法を説明する。
【００２２】 さらに図１を参照すると、空気は、空気、又は空気と燃料との混合物がエンジ
ン圧縮部から経路２５を介して吸入口１４に吸い込まれているこの段の入口で円
筒形の管１０に入る。場合によっては、吸入口１４に加えてスポーク３２を介し
て燃焼用空気に燃料を混合させてもよい。空気又は燃料／空気混合物は、半径方
向及び接線方向の速度成分を有しながらパイロット段円筒形管１６に流れ込み、
中央燃料吸入管１６によって偏向し、管１０の内側で自由渦の流れと類似した流
れ、すなわちｖｑ＝ｗ×ｒ（ｖｑは接線方向の速度成分であり、ｗは単位ラジア
ン／秒の角速度であり、ｒは半径である）の流れを形成する。
【００２３】 接線方向の速度の比ｖｑ／ｖｒ（ｖｒは半径方向の速度成分である）によって
示されるスワール数は、環帯２８への入口で０．６〜１の間になければならない
。これは、詳細なスワール数Ｓ＝Ｇｑ／（Ｇｘ ｒ）（Ｇｑは、角運動量の軸フ
ラックスであり、Ｇｒは、強力な渦に対応する１〜２．５の軸運動量（推力）で
ある）に対応する。渦流は、環帯２８に沿って下流に向って、中央管１６が存在
しないことによって領域が増える燃料吸入管１６の端壁１７に達するまで流れ続
け、それにより、自由渦が燃料吸入パイプの下流容積で低圧領域１９を生成する
。この圧力は、燃料吸入管１６の前面の領域でその最小となる。渦は、直径の拡
大により、内筒１８の中でサイズを増し、中心で圧力勾配が反転することによっ
て渦崩壊が起こる。これは、燃焼又は部分的に燃焼した熱い排気ガス及び生成気
体が再循環して流れ込む強力な再循環区域を作り出す。パイロット段の内側が低
圧となることにより、熱い気体は燃料吸入管１６の側面に沿って管１０の内側を
流れる。これは、入ってくる燃料と空気との新たな混合物のための非常に安定な
点火ソースを提供する。熱い気体は、燃料吸入管１６の端部に面すると向きを変
え（半径方向に）、吸入口１４及び燃料吸入管１６からの新たな空気／燃料混合
物とせん断層で混入する。
【００２４】 設計に依存して、「燃焼旋回支配流」が存在することで、極限まで濃厚に高め
た火炎区域を管１０の内側に厚さ１〜５mmの反応区域に限定して達成することが
できる。燃料吸入管１６を軸方向に移動することにより、燃焼の開始であるこの
回転円筒を種々の長さに調節することができる。燃焼プロセスを開始させるには
、プラグ３０を作動させる。
【００２５】 気体燃料の場合には、燃料は、燃料吸入管１６においてまっすぐ穿孔されたオ
リフィス１５を通って環帯２８に入る。これらの穴は、気体吸入管１６の端部か
らかなりの距離に位置している。一般的な大きさは、燃料吸入管１６の端部より
も上流の直径の１．５〜５倍にすることができる。一つ又は複数の穴の列として
、好ましくは複数の列の場合には互いにずらしてこれらの穴を、設けることがで
きる。
【００２６】 液体燃料の場合には、燃料吸入管に配置された多数のオリフィスが環帯２８の
中の渦流に面する。オリフィスは、燃料吸入管１６の面で合体しており、液体燃
料の膜を被着させることにより、この膜が蒸発し、最終的に吸入管１６の端部１
７の尖った縁で小滴として蒸発する。気体噴射オリフィスに関しては、中央の気
体吸入管１０のかなりの上流に、直径が１．５〜５倍となる上流に配置される。
これにより、小滴は、環帯２８及び前部領域１９の内側で渦流の中でさらに気化
する。
【００２７】 主予備混合段のための燃料は、図２に示す吸入口１４中の案内翼３１の間に配
置されたスポーク３２上のノズルから噴射される。上述したように、ＬＰ燃焼の
公知の問題である燃焼脈動を回避すべく、これらの、中心線から計測される半径
方向の位置は、異なるものにすることができ、必ずしも対称でなくても同じ半径
でなくてもよい。
【００２８】 安定性が劣ったり、複雑な形状となったり及び低排出のために限られた作動範
囲となる従来の問題を本発明によって回避する方法を以下に説明する。中央の燃
料吸入管１６の壁の近くに燃料を噴射することによって燃料／空気混合物が、部
分予備混合物を生成したのち、次いで、入ってくる熱い再循環気体によってこの
混合物は、点火される。したがって、流れの一部が部分的に予備混合され、せん
断層で安定な燃焼区域を与える。ヒートシンクとして作用する排気ガスの再循環
によって反応温度が低下し、この反応は、極限まで高められた火炎の中で起こり
、それがピーク温度をさらに下げ、反応区域を広げて燃料／空気反応を遅らせる
。さらに、燃料は、燃焼の開始から徐々に反応区域に混入し、燃料吸入管１６の
端壁１７の近くのよどみ点で、十分に広がった火炎の形に達する。カップ１０の
内側の火炎区域は、「濃厚な燃焼旋回支配流」によって特徴づけられ、燃料吸入
管１６と同じ大きさの特徴的な直径及び厚さ１〜５mmの反応区域を有する。
【００２９】 この流れと管１０の拘束壁との間に接触はない。バーナから生じる混合プロセ
スは無限数の燃焼段として作用し、それは、温度低下及び燃焼制御に有利となる
。したがって、安定性及び範囲の点で拡散火炎の有利な特徴を達成するが、排出
挙動は希薄予備混合火炎のときの排出挙動に類似する。管１０、円錐形の絞り２
０ならびに燃料吸入管１６及びノズル１５の独特の形状及び配向によって、部分
予備混合段の安定性の範囲は非常に広くなる。
【００３０】 予備混合（主段）は、吸入口１４から燃焼室に送られ、この目的は、燃料を空
気と混合してこの段が達成可能な最低の火炎温度で作動することができるように
することである。主内筒中でこの混合物に点火され、「部分予備混合段」（ＰＰ
Ｓ）と呼ばれる統合された火炎を形成する。主段は、ＰＰＳの安定性、予熱及び
安定な点火ソースにより、純粋な予備混合火炎よりも低い空燃比で火炎を支持す
ることができる。このように、主予備混合段は、ＣＯ及びＵＨＣの多い排出を放
つことなく達成することができる最低の火炎温度で燃焼するように設計される。
ＰＰＳと予備混合段との間での燃料分割を示す一般化したグラフが図３に示され
ている。このように、原理は、燃料の多段化であり、空気の多段化ではない。
【００３１】 ベンチュリ燃焼器は本来不安定であるが、限られた負荷範囲で優れた低い排出
挙動を達成することができる。典型的なベンチュリ燃焼器設計がノルウェー特許
第３０３５５１号に記載されている。記載されている構成は、火炎安定化のため
の限られた容積及び二次ベンチュリの短い滞留時間により、エンジンの作動性及
び部分負荷排出挙動に関して最適なものではない。たとえば、図１のバーナと組
み合わせたベンチュリ燃焼器が図４及び５に示されている。
【００３２】 先の段落で述べたベンチュリバーナ４０は、絞り２０の下流で、図１に示すも
のに類似した円筒形内筒１８に接続されている。ベンチュリバーナ４０は、円筒
形内筒１８へ燃料／空気混合物を接線方向に噴射させるために取り付けられてい
る。火炎管１８及びハウジングは、ベンチュリ燃焼器４０に空気を供給するため
の環状の空間又は通路４２、４４をそれらの間で画定している。
【００３３】 燃焼用空気は、ガスタービン空気圧縮機（図示せず）によって前記通路を介し
てベンチュリ燃焼器４０に送られ、図１及び２に示すような渦生成及び燃料吸入
システムで燃料と混合する。この実施態様の燃料吸入管１６は、端部を閉止する
皿状体２７の一体化した部分として形成されている。
【００３４】 図４に示す実施態様では、中央バーナがパイロットバーナとして作動して、主
ベンチュリバーナの安定性を提供し、そのような安定性が、上記と同じような低
い排出を提供する。パイロットバーナとしての作動において、燃料供給は、少な
くともＰＰＳ段を介し、場合によっては予備混合段をも介する。後者によると、
特にＮＯxのさらに低い排出を達成することができる。
【００３５】 図４〜６を参照して、第二の実施態様の機能を以下に示す。主予備混合段は、
燃料ノズル４１によって噴射される燃料を混合するベンチュリ予備混合器４０か
らなり、ガスタービンの空気圧縮部によって４２及び４４を介して燃焼器に空気
が吸入される。単一のベンチュリが燃料／空気混合物を円筒形内筒１８の中に接
線方向に噴射させて、強力な渦燃焼流を作り出す。燃料調合は、混合物が均質で
あり、燃料が希薄であるような方法で実施される。パイロット段は、第一の実施
態様の図１における上記記載と同等である。空気は、空気がエンジン圧縮部から
４２、４４及び４６を介して吸入されるこの段の吸入口から円筒形の管に入る。
【００３６】 ベンチュリ４０の比較的不安定な燃焼区域と初期バーナ（パイロット段）の安
定な燃焼との相互作用が安定な組み合わせを作り出し、それが、安定性、排出及
び作動範囲の点で、そのような燃焼器の作動を著しく改善する。主燃焼室１８の
内側のベンチュリ流の回転方向は、パイロットバーナの回転方向とで共旋回する
方向である。簡素化のために、さらなる説明は、図６の燃料分割グラフでも示す
ようなＰＰＳ段（部分予備混合段）で噴射される燃料のみに関して述べる。
【００３７】 低負荷では、パイロット段が全燃料負荷を支え、この状況で、空気だけが図４
のベンチュリ４０を通過して流れる。一定の負荷で、主バーナ（ベンチュリ）４
０が作動し始める。この時点で、最大量の燃料がベンチュリ４０に噴射されて、
上限を約１９００Ｋとして可能な限り高い温度が得られる。すると、燃料分率が
低いため、これは困難な条件をパイロットベースバーナに課すことになり、パイ
ロットは、非常に希薄な条件下で作動しなければならない。これは、パイロット
バーナの優れた安定特性を最大効果まで引き出すことができるところである。パ
イロットバーナは、他の公知のバーナよりも低い排出と空燃比（ＦＡＲ）との組
み合わせで火炎を支持することができる。全負荷で、燃料の分配は、可能な最低
の排出率を達成するように調節される。主流はまた、パイロット段によって生成
される安定な点火ソースにより通常よりも希薄な条件で作動することができる。
したがって、低排出燃焼を達成することができ、パイロット燃焼プロセスの安定
性により燃焼の変動を抑えることができる。
【００３８】 図７には、第三の実施態様が示されている。図１及び２のバーナに類似した中
央パイロットバーナが、先の実施態様と同様、パイロットバーナとして作動する
ことができ、少なくともＰＰＳ段で燃料噴射を有する。パイロットバーナの管１
０と同様な形状の管状要素６２を有し、かつ、内側パイロットバーナの同様な収
束する円錐形の絞り２０よりも内筒１８の中へさらに下流まで延びる収束する円
錐形の絞り６４をも含むさらなるバーナがパイロットバーナと同軸にその外側に
配置されている。互いに同軸の管状要素１０及び６２が、内部環帯２８の外側に
同軸に位置付けられたさらなる環状空間６８を定めている。
【００３９】 外側管状要素６２の中で、ベースバーナのカップ１０が、先の図面で開示され
た中央燃料吸入管１６の機能及び形状に類似した中央燃料供給を形成し、構成し
ている。
【００４０】 パイロット段に関して、管状要素６２の上流端は、給気源２５からの空気を注
入することができる空気吸入口６６を含む。空気吸入口６６は、パイロットバー
ナの同様な空気吸入口１４の軸方向の下流に配置されている。燃料噴射ノズルは
、図１及び２の吸入口１４と同様に設計されている。
【００４１】 一般に、図６に示すような同軸段を数多く配置することができる。
【００４２】 作動範囲が特に広く、全作動範囲にわたって前記したすべての排出種の低排出
が求められる特定のエンジン設計の場合、第三の実施態様は、設計の複雑さを増
すことによってこれらのパラメータの最適制御を可能にする。
【００４３】 図７のパイロットバーナは、少なくともＰＰＳ段で燃料噴射を有する。
【００４４】 前述の同軸段を数多く有するバーナは、作動要件における特別な状況（非常に
広い作動及び／又は同期的な作動）又は切り離された空気質量流量及び出力を有
する特殊なエンジン形式／用途で有利となることができる。パイロットバーナか
ら出る流れの回転方向は、好ましくは共旋回方向、すなわち同じ角方向である。
【００４５】 二段設計の場合のこの実施態様の作動を示す図８を参照するが、一般に、複雑
さに要する費用をもって無限数の段を使用することができる。パイロットバーナ
は、主バーナが所定の燃料分配レベル（又はＦＡＲ）で作動する所定の負荷まで
エンジンを作動させる。主バーナは、燃料と空気との均質混合物をパイロット燃
焼区域に送る（先に機能及び作動で記載したとおり）。主流は、パイロット火炎
と接触すると点火し、安定な形状で燃焼する。この安定性は、主バーナから来る
比較的希薄な混合物の安定な点火に利用しうる熱い気体によりパイロットによっ
て供給される。主バーナ中の予備混合及びベースバーナからのＰＰＳ／予備混合
が低排出を保証する。１００％負荷排出は、達成可能な最低排出を得ることがで
きるように燃料分割で調節される。
【００４６】 さらなる同軸段に関して、新たな段をより高い負荷で所定の燃料分配まで作動
させながら同じ手順を繰り返したのち、最終分割を全負荷で調節して最低排出を
達成することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の第一の実施態様の燃焼室の縦断面図を示す。
【図２】 図１に示す半径旋回器のＡ−Ａ線に沿った断面図を示す。
【図３】 図１に示すバーナの種々の負荷における拡散段と予備混合段との間の一般化さ
れた空燃比の分割の図を示す。
【図４】 本発明の第二の実施態様の燃焼室の縦断面図を示す。
【図５】 図４のＡ−Ａ線に沿った断面図を示す。
【図６】 図５に示すバーナの種々の負荷におけるパイロットバーナ段と二次（主）予備
混合段との間の一般化された空燃比の分割の図を示す。
【図７】 本発明の第三の実施態様の縦断面図を示す。
【図８】 図７に示すバーナの種々の負荷におけるパイロットバーナ段と二次（主）予備
混合段との間の一般化された空燃比の分割のグラフを示す。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (81)指定国 ＥＰ(ＡＴ，ＢＥ，ＣＨ，ＣＹ， ＤＥ，ＤＫ，ＥＳ，ＦＩ，ＦＲ，ＧＢ，ＧＲ，ＩＥ，Ｉ Ｔ，ＬＵ，ＭＣ，ＮＬ，ＰＴ，ＳＥ，ＴＲ)，ＯＡ(ＢＦ ，ＢＪ，ＣＦ，ＣＧ，ＣＩ，ＣＭ，ＧＡ，ＧＮ，ＧＷ， ＭＬ，ＭＲ，ＮＥ，ＳＮ，ＴＤ，ＴＧ)，ＡＰ(ＧＨ，Ｇ Ｍ，ＫＥ，ＬＳ，ＭＷ，ＭＺ，ＳＤ，ＳＬ，ＳＺ，ＴＺ ，ＵＧ，ＺＷ)，ＥＡ(ＡＭ，ＡＺ，ＢＹ，ＫＧ，ＫＺ， ＭＤ，ＲＵ，ＴＪ，ＴＭ)，ＡＥ，ＡＧ，ＡＬ，ＡＭ， ＡＴ，ＡＵ，ＡＺ，ＢＡ，ＢＢ，ＢＧ，ＢＲ，ＢＹ，Ｂ Ｚ，ＣＡ，ＣＨ，ＣＮ，ＣＲ，ＣＵ，ＣＺ，ＤＥ，ＤＫ ，ＤＭ，ＤＺ，ＥＥ，ＥＳ，ＦＩ，ＧＢ，ＧＤ，ＧＥ， ＧＨ，ＧＭ，ＨＲ，ＨＵ，ＩＤ，ＩＬ，ＩＮ，ＩＳ，Ｊ Ｐ，ＫＥ，ＫＧ，ＫＰ，ＫＲ，ＫＺ，ＬＣ，ＬＫ，ＬＲ ，ＬＳ，ＬＴ，ＬＵ，ＬＶ，ＭＡ，ＭＤ，ＭＧ，ＭＫ， ＭＮ，ＭＷ，ＭＸ，ＭＺ，ＮＯ，ＮＺ，ＰＬ，ＰＴ，Ｒ Ｏ，ＲＵ，ＳＤ，ＳＥ，ＳＧ，ＳＩ，ＳＫ，ＳＬ，ＴＪ ，ＴＭ，ＴＲ，ＴＴ，ＴＺ，ＵＡ，ＵＧ，ＵＳ，ＵＺ， ＶＮ，ＹＵ，ＺＡ，ＺＷ

Claims (9)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 円筒形ハウジング（１０）と、前記ハウジング内の中心に設
    けられた燃料吸入管（１６）とを含み、前記ハウジング（１０）及び燃料吸入管
    （１６）が相互に環状チャンバ（２８）を画定し、前記環状チャンバ（２８）が
    拡大された径の燃焼室（１８）の中に延び、燃焼用空気を前記環状チャンバ（２
    ８）に供給するための手段（２５）を有し、前記環状チャンバの中で燃焼用空気
    の回転動を生じさせるための半径流旋回器（１４）がこの手段に設けられている
    ガスタービン用のバーナ中の装置であって、 環状チェンバ（２８）を定めるハウジング（１０）が、中央に位置する燃料吸
    入管（１６）の自由端の前方で、燃焼室（１８）への入口に、再循環中心コアと
    で空気と燃料との混合物の濃厚な燃焼回転管状旋回支配流を生成するための下流
    側の絞り（２０）を有し、前記回転管状流が燃焼室（１８）の中に延び、かつ、 燃料吸入管（１６）が、管の自由端から燃料吸入管の直径の少なくとも約１．
    ５倍の距離のところに、列状に多数の吸入口ノズル（１５）を有することを特徴
    とする装置。
  2. 【請求項２】 環状チャンバ（２８）の端部の絞り（２０）が、チャンバの
    直径の０．６〜０．９の比であって、燃焼室（１８）の中に延びる回転管状旋回
    支配流を形成することを特徴とする請求項１記載の装置。
  3. 【請求項３】 燃料吸入管（１６）の自由端からの絞り（２０）の軸方向距
    離が前記絞りの直径の０．２〜３の比であることを特徴とする請求項１又は２記
    載の装置。
  4. 【請求項４】 バーナのノイズを減らすため、環状チャンバ（２８）への吸
    入口を横切り燃料吸入口ノズルを有する一連の軸方向スポーク（３２）が異なる
    半径方向位置に設けられて平行な空気吸入口要素の脈動を切り離すことを特徴と
    する請求項１〜３の１項記載の装置。
  5. 【請求項５】 燃料吸入管（１６）の吸入口ノズル（１５）の下流側が吸入
    管の表面に合体して、燃料吸入管の表面に流体燃料の出口膜を与えることを特徴
    とする請求項１〜４のいずれか記載の装置。
  6. 【請求項６】 燃料吸入管（１６）の自由端からのノズル（１５）の列の距
    離が管の直径の１．５〜５倍であることを特徴とする請求項５記載の装置。
  7. 【請求項７】 ベンチュリ空気混合装置（４０）が、円筒形ハウジング（１
    ０）の下流端（２０）と隣り合せの主燃焼室（１８）に対して接線状に設けられ
    ていることを特徴とする請求項１〜６の１項記載の装置。
  8. 【請求項８】 第二のハウジング（６２）が第一の円筒形ハウジング（１０
    ）を同軸に囲み、下流方向にさらに遠くまで延びて第一のハウジング（１０）の
    絞り端部（２０）を越え、第二のハウジング（６２）の下流端部が内側に先細り
    する部分（６４）の中に延びて円錐部分（６４）を画定し、前記第一及び第二の
    ハウジング（１０、６２）が相互に第二の環状チャンバ（６８）を画定し、第二
    のハウジング（６２）の上流端が、燃焼用空気又は燃料／空気混合物を第二の環
    状チャンバに供給するための手段（６６）を含むことを特徴とする請求項１記載
    の装置。
  9. 【請求項９】 環状チャンバ（２８）の絞り（２０）が円錐形のテーパを有
    することを特徴とする請求項１〜８の１項記載の装置。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2011513695A (ja) * 2008-04-16 2011-04-28 マン・ディーゼル・アンド・ターボ・エスイー 予混合燃焼器の駆動方法と当該方法を実行するための予混合燃焼器
JP2018096685A (ja) * 2016-12-16 2018-06-21 デラヴァン・インコーポレーテッドＤｅｌａｖａｎ Ｉｎｃｏｒｐｏｒａｔｅｄ 複合燃料を放射方向に流動させるノズル
JP2018096683A (ja) * 2016-12-16 2018-06-21 デラヴァン・インコーポレーテッドＤｅｌａｖａｎ Ｉｎｃｏｒｐｏｒａｔｅｄ ノズル
JP2018096684A (ja) * 2016-12-16 2018-06-21 デラヴァン・インコーポレーテッドＤｅｌａｖａｎ Ｉｎｃｏｒｐｏｒａｔｅｄ ノズル

Families Citing this family (39)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6367262B1 (en) * 2000-09-29 2002-04-09 General Electric Company Multiple annular swirler
GB2390150A (en) * 2002-06-26 2003-12-31 Alstom Reheat combustion system for a gas turbine including an accoustic screen
US6857271B2 (en) * 2002-12-16 2005-02-22 Power Systems Mfg., Llc Secondary fuel nozzle with readily customizable pilot fuel flow rate
EP1460339A1 (de) * 2003-03-21 2004-09-22 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine
US6935116B2 (en) * 2003-04-28 2005-08-30 Power Systems Mfg., Llc Flamesheet combustor
US6986254B2 (en) * 2003-05-14 2006-01-17 Power Systems Mfg, Llc Method of operating a flamesheet combustor
US20060283181A1 (en) * 2005-06-15 2006-12-21 Arvin Technologies, Inc. Swirl-stabilized burner for thermal management of exhaust system and associated method
WO2005068913A1 (de) * 2004-01-20 2005-07-28 Alstom Technology Ltd Vormischbrenneranordnung zum betreiben einer brennkammer sowie verfahren zum betreiben einer brennkammer
US7065972B2 (en) * 2004-05-21 2006-06-27 Honeywell International, Inc. Fuel-air mixing apparatus for reducing gas turbine combustor exhaust emissions
US7303388B2 (en) * 2004-07-01 2007-12-04 Air Products And Chemicals, Inc. Staged combustion system with ignition-assisted fuel lances
JP4626251B2 (ja) * 2004-10-06 2011-02-02 株式会社日立製作所 燃焼器及び燃焼器の燃焼方法
US20060107667A1 (en) * 2004-11-22 2006-05-25 Haynes Joel M Trapped vortex combustor cavity manifold for gas turbine engine
US7237384B2 (en) * 2005-01-26 2007-07-03 Peter Stuttaford Counter swirl shear mixer
WO2006090466A1 (ja) * 2005-02-25 2006-08-31 Ihi Corporation 燃料噴射弁とこれを用いた燃焼器及びその燃料噴射方法
US7703288B2 (en) * 2005-09-30 2010-04-27 Solar Turbines Inc. Fuel nozzle having swirler-integrated radial fuel jet
US20080081308A1 (en) * 2005-12-29 2008-04-03 Onward Multi-Corp Inc. Tube in Tube Burner For A Barbecue
GB2446164A (en) * 2007-02-05 2008-08-06 Ntnu Technology Transfer As Gas Turbine Emissions Reduction with Premixed and Diffusion Combustion
US8215116B2 (en) * 2008-10-02 2012-07-10 General Electric Company System and method for air-fuel mixing in gas turbines
US8545215B2 (en) * 2010-05-17 2013-10-01 General Electric Company Late lean injection injector
US8769955B2 (en) * 2010-06-02 2014-07-08 Siemens Energy, Inc. Self-regulating fuel staging port for turbine combustor
EP2400222A1 (en) * 2010-06-28 2011-12-28 Siemens Aktiengesellschaft A combustion apparatus
EP2405200A1 (en) * 2010-07-05 2012-01-11 Siemens Aktiengesellschaft A combustion apparatus and gas turbine engine
US9134023B2 (en) * 2012-01-06 2015-09-15 General Electric Company Combustor and method for distributing fuel in the combustor
US9127843B2 (en) * 2013-03-12 2015-09-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor for gas turbine engine
US9541292B2 (en) 2013-03-12 2017-01-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor for gas turbine engine
US10281140B2 (en) 2014-07-15 2019-05-07 Chevron U.S.A. Inc. Low NOx combustion method and apparatus
EP3098514A1 (en) * 2015-05-29 2016-11-30 Siemens Aktiengesellschaft Combustor arrangement
DE102016001893A1 (de) * 2016-02-17 2017-08-17 Eisenmann Se Brennereinheit und Vorrichtung zum Temperieren von Gegenständen
CN108561898B (zh) * 2017-12-27 2020-09-22 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种同轴分区高温升燃烧室头部
US10890329B2 (en) 2018-03-01 2021-01-12 General Electric Company Fuel injector assembly for gas turbine engine
US10935245B2 (en) 2018-11-20 2021-03-02 General Electric Company Annular concentric fuel nozzle assembly with annular depression and radial inlet ports
US11286884B2 (en) 2018-12-12 2022-03-29 General Electric Company Combustion section and fuel injector assembly for a heat engine
US11073114B2 (en) 2018-12-12 2021-07-27 General Electric Company Fuel injector assembly for a heat engine
US11156360B2 (en) 2019-02-18 2021-10-26 General Electric Company Fuel nozzle assembly
US11156164B2 (en) 2019-05-21 2021-10-26 General Electric Company System and method for high frequency accoustic dampers with caps
US11174792B2 (en) 2019-05-21 2021-11-16 General Electric Company System and method for high frequency acoustic dampers with baffles
CN111649354B (zh) * 2020-06-15 2022-03-29 江苏科技大学 一种三旋流分级旋流器及其燃烧室
US11346281B2 (en) * 2020-08-21 2022-05-31 Woodward, Inc. Dual schedule flow divider valve, system, and method for use therein
US20230212984A1 (en) * 2021-12-30 2023-07-06 General Electric Company Engine fuel nozzle and swirler

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH303030A (de) * 1952-08-15 1954-11-15 Bbc Brown Boveri & Cie Gasbrenner, vorzugsweise für Brennkammern von Gasturbinenanlagen.
US3982392A (en) * 1974-09-03 1976-09-28 General Motors Corporation Combustion apparatus
JPS6057131A (ja) 1983-09-08 1985-04-02 Hitachi Ltd ガスタ−ビン燃焼器の燃料供給方法
US5408825A (en) 1993-12-03 1995-04-25 Westinghouse Electric Corporation Dual fuel gas turbine combustor
NO179883C (no) * 1994-10-14 1997-01-08 Ulstein Turbine As Drivstoff-/luftblandingsanordning
NO303551B1 (no) * 1996-04-12 1998-07-27 Ulstein Turbine As Anordning ved brennkammer i gassturbin

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2011513695A (ja) * 2008-04-16 2011-04-28 マン・ディーゼル・アンド・ターボ・エスイー 予混合燃焼器の駆動方法と当該方法を実行するための予混合燃焼器
US10557634B2 (en) 2008-04-16 2020-02-11 Man Energy Solutions Se Method for operating a premix burner, and a premix burner for carving out the method
JP2018096685A (ja) * 2016-12-16 2018-06-21 デラヴァン・インコーポレーテッドＤｅｌａｖａｎ Ｉｎｃｏｒｐｏｒａｔｅｄ 複合燃料を放射方向に流動させるノズル
JP2018096683A (ja) * 2016-12-16 2018-06-21 デラヴァン・インコーポレーテッドＤｅｌａｖａｎ Ｉｎｃｏｒｐｏｒａｔｅｄ ノズル
JP2018096684A (ja) * 2016-12-16 2018-06-21 デラヴァン・インコーポレーテッドＤｅｌａｖａｎ Ｉｎｃｏｒｐｏｒａｔｅｄ ノズル

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Publication number Publication date
NO20000715L (no) 2001-08-15
WO2001059369A1 (en) 2001-08-16
NO312379B1 (no) 2002-04-29
US20030074885A1 (en) 2003-04-24
NO20000715D0 (no) 2000-02-14
AU2001236221A1 (en) 2001-08-20
US6609376B2 (en) 2003-08-26
EP1255952A1 (en) 2002-11-13

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