JP3075732B2 - ガスタービンの燃焼室 - Google Patents
ガスタービンの燃焼室Info
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- F23D11/00—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space
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- F23D11/40—Mixing tubes or chambers; Burner heads
- F23D11/402—Mixing chambers downstream of the nozzle
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- F23D—BURNERS
- F23D17/00—Burners for combustion conjointly or alternatively of gaseous or liquid or pulverulent fuel
- F23D17/002—Burners for combustion conjointly or alternatively of gaseous or liquid or pulverulent fuel gaseous or liquid fuel
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- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
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- F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN A CARRIER GAS OR AIR
- F23C2900/00—Special features of, or arrangements for combustion apparatus using fluid fuels or solid fuels suspended in air; Combustion processes therefor
- F23C2900/07002—Premix burners with air inlet slots obtained between offset curved wall surfaces, e.g. double cone burners
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Description
【発明の詳細な説明】 産業状上の利用分野 本発明は、予混合バーナを有するガスタービンの環状
の燃焼室であって、予混合バーナは互いに位置決めされ
た少なくとも２つの中空の部分円錐体から成っており、
部分円錐体の中心軸線は互いにずらされて部分円錐体の
縦方向に延びている形式のものに関する。
の燃焼室であって、予混合バーナは互いに位置決めされ
た少なくとも２つの中空の部分円錐体から成っており、
部分円錐体の中心軸線は互いにずらされて部分円錐体の
縦方向に延びている形式のものに関する。
従来の技術 ガスタービンの運転に際してNOXの放出を非常に低く
抑えるように規定されていることを考慮して、多くのメ
ーカは予混合バーナを使用するようになってきた。予混
合バーナの欠点の１つは、空気過剰率λが極めて低い場
合に、既に、ガスタービンの圧縮機の後方の温度に応じ
て約２のλで予混合バーナが消えることである。この理
由から、このような予混合バーナは、ガスタービンの部
分負荷運転中に、単数又は複数のパイロットバーナによ
って補助しなければならない。通常はこのために拡散バ
ーナが使用される。この技術は全負荷の範囲においては
極めて低いNOX放出を可能にするけれども、この補助バ
ーナ系は部分負荷範囲においては著しく高いNOX放出を
もたらす。拡散補助バーナをより希薄な状態で運転した
り、より小さな補助バーナを使用したりする種々の公知
の試みは、燃焼状態が悪化し、CO/UHCの放出が著しく増
大するので、失敗することになった。専門用語ではこの
状態はCO/UHC−NOXシェーレという名称で知られてい
る。
抑えるように規定されていることを考慮して、多くのメ
ーカは予混合バーナを使用するようになってきた。予混
合バーナの欠点の１つは、空気過剰率λが極めて低い場
合に、既に、ガスタービンの圧縮機の後方の温度に応じ
て約２のλで予混合バーナが消えることである。この理
由から、このような予混合バーナは、ガスタービンの部
分負荷運転中に、単数又は複数のパイロットバーナによ
って補助しなければならない。通常はこのために拡散バ
ーナが使用される。この技術は全負荷の範囲においては
極めて低いNOX放出を可能にするけれども、この補助バ
ーナ系は部分負荷範囲においては著しく高いNOX放出を
もたらす。拡散補助バーナをより希薄な状態で運転した
り、より小さな補助バーナを使用したりする種々の公知
の試みは、燃焼状態が悪化し、CO/UHCの放出が著しく増
大するので、失敗することになった。専門用語ではこの
状態はCO/UHC−NOXシェーレという名称で知られてい
る。
発明が解決しようとする課題 本発明はこの問題について解決策を提供するものであ
る。請求項において特徴づけられているように、本発明
の課題は、タービ入口の温度プロフィールについての、
専門用語で「パターン ファクタ」と呼ばれている品質
ファクタを最適化して、最小限にされた排気中の有害物
質放出量で幅広い運転範囲を可能にする燃焼室を提供す
ることである。
る。請求項において特徴づけられているように、本発明
の課題は、タービ入口の温度プロフィールについての、
専門用語で「パターン ファクタ」と呼ばれている品質
ファクタを最適化して、最小限にされた排気中の有害物
質放出量で幅広い運転範囲を可能にする燃焼室を提供す
ることである。
このために、燃焼室の前壁全体に沿って交互に大きな
予混合バーナと小さな予混合バーナとが配置される。換
言すれば、２つの大きな予混合バーナの間に１つの小さ
な予混合バーナが配置される。更にその都度大きな予混
合バーナと小さな予混合バーナとの間に空気ノズルが設
けられ、この空気ノズルは一定の割合の空気分を燃焼空
間内に供給する。この構造は環状燃焼室の場合に最適で
あり、この場合、それに応じて前壁は環状である。
予混合バーナと小さな予混合バーナとが配置される。換
言すれば、２つの大きな予混合バーナの間に１つの小さ
な予混合バーナが配置される。更にその都度大きな予混
合バーナと小さな予混合バーナとの間に空気ノズルが設
けられ、この空気ノズルは一定の割合の空気分を燃焼空
間内に供給する。この構造は環状燃焼室の場合に最適で
あり、この場合、それに応じて前壁は環状である。
大きな予混合バーナ（以下においては主バーナと呼
ぶ）は小さな予混合バーナ（以下においてはパイロット
バーナと呼ぶ）に対して、そこを貫流する燃焼空気に関
して、ある大きさ比（場合により確定される）を有して
いる。燃焼室の負荷範囲全体において、パイロットバー
ナは独立した予混合バーナとして働き、その際空気過剰
率はほとんど一定である。ところでパイロットバーナは
負荷範囲全体において理想的な混合気（予混合バーナ）
で運転することができるので、部分負荷の場合でもNOX
の放出は極めてわずかである。更に、より高いタービン
入口温度をもってタービンのポテンシャルを高めるため
には、バーナによって形成することのできない（希薄噴
射限界、CO/UHC）割合の空気分をパターン ファクタの
ためにもっぱら冷却目的のために使用するべきではない
ことは、明らかである。本発明によって設けられる空気
ノズルを介して、一定の割合の空気分が有利には燃焼空
間の一次燃焼領域の後方で供給され、そこで完全な混合
が行われるようにする。このことは、ポテンシャルを高
めるために直接に二次燃焼領域内に吹き込まれる空気分
が一次燃料領域の希薄化を生ぜしめないという利点を有
している。空気ノズルは極めて小さな空気速度の箇所に
あり、しかも前壁のわずかな幅を占めるに過ぎないの
で、一次燃焼領域の主流動域に対する空気ノズルの影響
は極めて弱いものに過ぎない。特に、空気ノズルはパイ
ロットバーナと主バーナとの間のクロス点火を妨害する
ことはない。この空気ノズルの別の利点は、前壁におけ
るその位置から生ずる。そこでは空気ノズルの冷却作用
がなければ、この領域は極めて高熱になるであろう。し
かしながら空気ノズルの主たる利点は、主バーナとパイ
ロットバーナとの間に生ずるせん断層が安定化されるこ
とである。この理由から、パイロットバーナだけが自立
的に燃焼する燃焼室の「希薄安定限界」が空気ノズルに
よって決定的に改善される。
ぶ）は小さな予混合バーナ（以下においてはパイロット
バーナと呼ぶ）に対して、そこを貫流する燃焼空気に関
して、ある大きさ比（場合により確定される）を有して
いる。燃焼室の負荷範囲全体において、パイロットバー
ナは独立した予混合バーナとして働き、その際空気過剰
率はほとんど一定である。ところでパイロットバーナは
負荷範囲全体において理想的な混合気（予混合バーナ）
で運転することができるので、部分負荷の場合でもNOX
の放出は極めてわずかである。更に、より高いタービン
入口温度をもってタービンのポテンシャルを高めるため
には、バーナによって形成することのできない（希薄噴
射限界、CO/UHC）割合の空気分をパターン ファクタの
ためにもっぱら冷却目的のために使用するべきではない
ことは、明らかである。本発明によって設けられる空気
ノズルを介して、一定の割合の空気分が有利には燃焼空
間の一次燃焼領域の後方で供給され、そこで完全な混合
が行われるようにする。このことは、ポテンシャルを高
めるために直接に二次燃焼領域内に吹き込まれる空気分
が一次燃料領域の希薄化を生ぜしめないという利点を有
している。空気ノズルは極めて小さな空気速度の箇所に
あり、しかも前壁のわずかな幅を占めるに過ぎないの
で、一次燃焼領域の主流動域に対する空気ノズルの影響
は極めて弱いものに過ぎない。特に、空気ノズルはパイ
ロットバーナと主バーナとの間のクロス点火を妨害する
ことはない。この空気ノズルの別の利点は、前壁におけ
るその位置から生ずる。そこでは空気ノズルの冷却作用
がなければ、この領域は極めて高熱になるであろう。し
かしながら空気ノズルの主たる利点は、主バーナとパイ
ロットバーナとの間に生ずるせん断層が安定化されるこ
とである。この理由から、パイロットバーナだけが自立
的に燃焼する燃焼室の「希薄安定限界」が空気ノズルに
よって決定的に改善される。
本発明の有利な実施例は次の場合に得られる。すなわ
ち、主バーナ及びパイロットバーナが異なる大きさのい
わゆる二重円錐バーナから成り、これらの二重円錐バー
ナが環状燃焼室内にまとめられている場合である。この
ような状況においては、環状燃焼室内の回転する流線は
パイロットバーナの渦中心に極めて接近するので、点火
はこれらのパイロットバーナだけによって可能である。
加速する場合には、パイロットバーナを介して供給され
る燃料量は、パイロットバーナが制御されるまで、換言
すれば全燃料量が供給されるようになるまで、増量せし
められる。構成は次のように選ばれる。すなわちこの点
がガスタービンの負荷中止条件と一致するように、選ば
れる。引き続く出力増大はその場合主バーナを介して行
われる。装置のピーク負荷に際しては主バーナも完全に
制御されている。大きな、より低温の渦中心（主バー
ナ）の間の「小さな」高熱の渦中心という構成は極めて
不安定であるので、主バーナが部分負荷範囲において希
薄運転される場合でも、低いCO/UHC放出量で極めて良好
な燃焼が達成される。換言すれば、パイロットバーナの
高熱の渦は直ちに主バーナの低温の渦内に侵入する。
ち、主バーナ及びパイロットバーナが異なる大きさのい
わゆる二重円錐バーナから成り、これらの二重円錐バー
ナが環状燃焼室内にまとめられている場合である。この
ような状況においては、環状燃焼室内の回転する流線は
パイロットバーナの渦中心に極めて接近するので、点火
はこれらのパイロットバーナだけによって可能である。
加速する場合には、パイロットバーナを介して供給され
る燃料量は、パイロットバーナが制御されるまで、換言
すれば全燃料量が供給されるようになるまで、増量せし
められる。構成は次のように選ばれる。すなわちこの点
がガスタービンの負荷中止条件と一致するように、選ば
れる。引き続く出力増大はその場合主バーナを介して行
われる。装置のピーク負荷に際しては主バーナも完全に
制御されている。大きな、より低温の渦中心（主バー
ナ）の間の「小さな」高熱の渦中心という構成は極めて
不安定であるので、主バーナが部分負荷範囲において希
薄運転される場合でも、低いCO/UHC放出量で極めて良好
な燃焼が達成される。換言すれば、パイロットバーナの
高熱の渦は直ちに主バーナの低温の渦内に侵入する。
本発明による課題解決策の有利な実施態様は従属請求
項に記載されているとおりである。
項に記載されているとおりである。
以下においては、図面に基づいて本発明の実施例を詳
細に説明する。本発明を理解するのに直接必要でないす
べてのエレメントは省略されている。図面においては、
同一のエレメントにはそれぞれ同一の符号が付けられて
いる。媒体の流動方向は矢印によって示されている。
細に説明する。本発明を理解するのに直接必要でないす
べてのエレメントは省略されている。図面においては、
同一のエレメントにはそれぞれ同一の符号が付けられて
いる。媒体の流動方向は矢印によって示されている。
実施例 第１図は前壁10の１区分を示す。この第１図から、個
々の主バーナＢ及びパイロットバーナＣの配置が明らか
である。これらのバーナは環状燃焼室Ａの円周に均一に
かつ交互に分配されている。主バーナＢとパイロットバ
ーナＣとの図示の大きさの相違は単に機能上のものに過
ぎない。個々のバーナの実際の大きさ並びに環状燃焼室
Ａの円周上でのその分配及び数は、既に述べたように、
燃焼室自体の出力及び大きさに関連して決められる。交
互に配置されている主バーナＢ及びパイロットバーナＣ
はすべて同じ高さで、環状燃焼室Ａの流入面を形成して
いる一体のリング形の前壁10内に開口している。
々の主バーナＢ及びパイロットバーナＣの配置が明らか
である。これらのバーナは環状燃焼室Ａの円周に均一に
かつ交互に分配されている。主バーナＢとパイロットバ
ーナＣとの図示の大きさの相違は単に機能上のものに過
ぎない。個々のバーナの実際の大きさ並びに環状燃焼室
Ａの円周上でのその分配及び数は、既に述べたように、
燃焼室自体の出力及び大きさに関連して決められる。交
互に配置されている主バーナＢ及びパイロットバーナＣ
はすべて同じ高さで、環状燃焼室Ａの流入面を形成して
いる一体のリング形の前壁10内に開口している。
個々のバーナB,Cの間にはそれぞれ１つの空気ノズル
Ｆ（ここでは概略的に示す）が設けられており、この空
気ノズルは半径方向で前壁10のほぼ半分の幅を有してい
る。主バーナＢ及びパイロットバーナＣが同じ向きの渦
を生ぜしめると、これらのバーナの上側及び下側に、バ
ーナＢ及びＣを取り囲む回転流が生じる。この状態を説
明するために、比較として、同じ向きに回転するローラ
によって運動せしめられるエンドレスのコンベヤベルト
を指摘しておく。各ローラはこの場合同じ向きのバーナ
に相当する。それぞれのバーナのところに、更に、渦中
心が生じる。パイロットバーナＣのところでは渦中心は
小さく、高温であり、それ自体不安定である。これらの
渦中心は主バーナＢのところの大きくて、より低温の渦
中心の間に位置することになる。小くて高温の渦中心
と、大きくてより低温の渦中心との間のこの範囲内で、
空気ノズルＦが作用し、これらの空気ノズルは、既に述
べたように、両方の渦の安定性を決定的に改善する。部
分負荷運転におけるように、主バーナＢが希薄運転され
る場合においても、CO/UHC放出量が低い良好な燃焼が行
われる。
Ｆ（ここでは概略的に示す）が設けられており、この空
気ノズルは半径方向で前壁10のほぼ半分の幅を有してい
る。主バーナＢ及びパイロットバーナＣが同じ向きの渦
を生ぜしめると、これらのバーナの上側及び下側に、バ
ーナＢ及びＣを取り囲む回転流が生じる。この状態を説
明するために、比較として、同じ向きに回転するローラ
によって運動せしめられるエンドレスのコンベヤベルト
を指摘しておく。各ローラはこの場合同じ向きのバーナ
に相当する。それぞれのバーナのところに、更に、渦中
心が生じる。パイロットバーナＣのところでは渦中心は
小さく、高温であり、それ自体不安定である。これらの
渦中心は主バーナＢのところの大きくて、より低温の渦
中心の間に位置することになる。小くて高温の渦中心
と、大きくてより低温の渦中心との間のこの範囲内で、
空気ノズルＦが作用し、これらの空気ノズルは、既に述
べたように、両方の渦の安定性を決定的に改善する。部
分負荷運転におけるように、主バーナＢが希薄運転され
る場合においても、CO/UHC放出量が低い良好な燃焼が行
われる。
第２図及び第３図は、それぞれパイロットバーナＣ若
しくは主バーナＢの平面における環状燃焼室Ａの概略的
断面図を示す。ここに図示された環状燃焼室Ａは、その
中心軸線Ｅから明らかなように、タービン入口Ｄの方向
に円錐状に延びている。各バーナB,Cには個別のノズル
３が所属している。この概略的な図面からでも認められ
るように、バーナB,Cは同時に予混合バーナであり、要
するに、普通の予備混合域がなくてもよい。もちろんこ
れらの予混合バーナB,Cは、その特別の構造とは無関係
に、次のように、すなわちその都度の前壁10を介しての
予備混合域内への逆点火を恐れなくてもよいように、構
成しておかなければならない。この条件を有利に満たす
予混合バーナは第６図〜第９図に包括的に示され、かつ
そこでより詳細に説明される。この場合、両方のバーナ
形式（主バーナB/パイロットバーナＣ）は同じであるこ
とができ、単にその大きさが相違しているだけである。
環状燃焼室Ａが中間の大きさである場合、主バーナＢと
パイロットバーナＣとの大きさの比は次のように選ばれ
る。すなわち燃焼空気のほぼ23％がパイロットバーナＣ
を通って流れ、燃焼空気のほぼ77％が主バーナＢを通っ
て流れるように、選ばれる。
しくは主バーナＢの平面における環状燃焼室Ａの概略的
断面図を示す。ここに図示された環状燃焼室Ａは、その
中心軸線Ｅから明らかなように、タービン入口Ｄの方向
に円錐状に延びている。各バーナB,Cには個別のノズル
３が所属している。この概略的な図面からでも認められ
るように、バーナB,Cは同時に予混合バーナであり、要
するに、普通の予備混合域がなくてもよい。もちろんこ
れらの予混合バーナB,Cは、その特別の構造とは無関係
に、次のように、すなわちその都度の前壁10を介しての
予備混合域内への逆点火を恐れなくてもよいように、構
成しておかなければならない。この条件を有利に満たす
予混合バーナは第６図〜第９図に包括的に示され、かつ
そこでより詳細に説明される。この場合、両方のバーナ
形式（主バーナB/パイロットバーナＣ）は同じであるこ
とができ、単にその大きさが相違しているだけである。
環状燃焼室Ａが中間の大きさである場合、主バーナＢと
パイロットバーナＣとの大きさの比は次のように選ばれ
る。すなわち燃焼空気のほぼ23％がパイロットバーナＣ
を通って流れ、燃焼空気のほぼ77％が主バーナＢを通っ
て流れるように、選ばれる。
第４図及び第５図は第１図のIV−IV線に沿った主バー
ナＢの概略的軸方向断面図及び第１図のＶ−Ｖ線に沿っ
た空気ノズルＦの概略的軸方向断面図を示す。これら第
４図及び第５図は位置を互いに適合せしめられている。
この場合注意すべきことは、空気ノズルＦが前壁10から
燃焼空間内に著しく突入していることである。これによ
って、空気ＧはバーナＢ及びＣの火炎面よりも更に下流
側で燃焼空間内に供給される。
ナＢの概略的軸方向断面図及び第１図のＶ−Ｖ線に沿っ
た空気ノズルＦの概略的軸方向断面図を示す。これら第
４図及び第５図は位置を互いに適合せしめられている。
この場合注意すべきことは、空気ノズルＦが前壁10から
燃焼空間内に著しく突入していることである。これによ
って、空気ＧはバーナＢ及びＣの火炎面よりも更に下流
側で燃焼空間内に供給される。
バーナB/Cの構成を一層良く理解するためには、第６
図と同時に第７図〜第９図の断面図を参照すると有利で
ある。更に第６図を不必要に見にくくしないようにする
ために、第６図においては、第７図〜第９図に概略的に
示したそらせ板21a,21bは単に部分的にしか示されてい
ない。以下においては第６図の説明の際にも、必要に応
じて第７図〜第９図について指摘する。
図と同時に第７図〜第９図の断面図を参照すると有利で
ある。更に第６図を不必要に見にくくしないようにする
ために、第６図においては、第７図〜第９図に概略的に
示したそらせ板21a,21bは単に部分的にしか示されてい
ない。以下においては第６図の説明の際にも、必要に応
じて第７図〜第９図について指摘する。
第６図に示したバーナB/C（これはその構造上パイロ
ットバーナＣであっても、主バーナＢであってもよい）
は２つの半割された中空の部分円錐体1,2から成ってお
り、これらの部分円錐体は互いにずらされて上下に位置
している。これらの部分円錐体1,2の中心軸線1b,2bの相
互のずれは、両側に鏡像的な配置でそれぞれ１つの接線
方向の空気流入スリット19,20を形成する（第７図〜第
９図）。これらの空気流入スリットを通って、燃焼空気
15がバーナの内部空間、換言すれば円錐中空室14内に流
れる。両方の部分円錐体1,2はそれぞれ１つの円筒形の
始端部1a,2aを有しており、これらの始端部はやはり部
分円錐体1,2のように互いにずらされて延びており、し
たがって接線方向の空気流入スリット19,20は始端から
存在している。この円筒形の始端部1a,2a内にノズル３
が収容されており、その燃料噴霧口４は、２つの部分円
錐体1,2によって形成された円錐状の中空室14の最小横
断面のところに位置している。このノズル３の大きさは
バーナの形式によって、換言すればバーナがパイロット
バーナであるか、主バーナであるかに応じて、決められ
る。もちろんバーナは純粋に円錐状に、要するに円筒状
の始端部1a,2aなしに、構成することができる。両方の
部分円錐体1,2はそれぞれ１つの燃料通路8,9を有してお
り、これらの燃料通路は開口17を備えていて、これらの
開口を通してガス状燃料13が接線方向の空気流入スリッ
ト19,20を通して流入する燃焼空気15に混合せしめられ
る。これらの燃料通路8,9の位置は接線方向の空気流入
スリット19,20の端部にあり、したがってこの端部にお
いて、この燃料13と流入する燃焼空気15との混合（混合
箇所16）も行われる。燃焼空間22の側でバーナB/Cは前
壁10を形成するプレートを有している。ノズル３を通っ
て流れる液状燃料12は鋭角で円錐中空室14内に噴射され
て、これによってバーナ流出面に可及的に均質な円錐状
の燃料スプレーが生ぜしめられる。燃料噴霧口４は、エ
アアシスト型ノズルあるいは圧力噴霧器である。もちろ
ん、燃焼室の運転形式によっては、例えばヨーロッパ特
許庁特許出願公開第210462号明細書に記載されているよ
うに、ガス状燃料と液状燃料を供給される二重バーナで
あってもよい。ノズル３からの円錐状の液状燃料輪郭５
は接線方向に流入する回転する燃焼空気流15によって包
囲される。軸方向で液状燃料12の濃度は連続的に、混入
される燃焼空気15によって、低下する。ガス状の燃料13
/16が燃焼せしめられる場合、燃焼空気15との混合気形
成は直接に空気流入スリット19,20の端部において行わ
れる。液状の燃料12の噴霧の際に、渦がほころびる領
域、要するに逆流域６において、最適の、均質な燃料濃
度が横断面にわたって達成される。点火は逆流域の頂点
のところで行われる。この箇所において初めて安定した
火炎面７が生じることができる。公知の予備混合区間に
おいて潜在的な問題となっており、そのために複雑な保
炎器によって対策が試みられているところの、バーナ内
部への火炎の後退は、この場合懸念する必要はない。燃
焼空気15が予熱される場合、混合気の点火が行われるこ
とができるところのバーナの出口における点に達する前
に、液状燃料12の気化が自然に発生する。気化の程度
は、もちろん、バーナの大きさ、液状燃料の場合の液滴
大きさの分布及び燃焼空気の温度に関係している。しか
し、低い温度の燃焼空気15による液滴の均質な混合のほ
かに、あるいは付加的に、予熱された燃焼空気15によっ
て液滴の気化が単に部分的にのみ達成されるか、あるい
は完全に達成されるかに無関係に、空気過剰分が少なく
とも60％であれば、酸化窒素及び一酸化炭素の放出量が
低下する。これによってここでは、NOXの放出を最低限
にする付加的な手段が講じられる。燃焼領域に入る前に
完全な気化が行われ場合には、有害物質の放出量は最も
低い。過剰空気の代わりに再循環する排気を使用する場
合には、同様のことが準化学量的運転に対しても当ては
まる。部分円錐体1,2を設計する場合、円錐の傾斜及び
接線方向の空気流入スリット19,20の幅に関して、狭い
限度幅を維持して、火炎安定化のためにバーナ開口の範
囲に逆流域６を有する空気の所望の流動領域が生ずるよ
うにしなければならない。一般的には、空気流入スリッ
ト19,20を小さくすると、逆流域６が更に上流側にずら
され、これによってむろん混合気が早期に点火すること
になろう。しかしこの場合、一度幾何学的に固定された
逆流幾６はそれ自***置が安定していることを確認する
ことができる。それは、ねじり数が流動方向でバーナの
円すい形の範囲において増大するからである。本発明に
よるバーナの構造は、有利には、所定の全長を有するバ
ーナにおいて、接線方向の空気流入スリット19,20の大
きさを、次のことによって、すなわち部分円錐体1,2を
解離可能な結合機構によって前壁10に固定することによ
って、変化させるのに適している。すなわち第７図〜第
９図から特に明りょうに分かるように、両方の部分円錐
体1,2を半径方向にずらして、互いに接近又は離反させ
ることによって、両方の中心軸線1b,2bの間隔が縮小又
は拡大し、接線方向の空気流入スリット19,20の厚さが
変化せしめられる。もちろん部分円錐体1,2を別の平面
内で互いにずらすことも可能であり、これによって部分
円錐体の重なりを調節することさえできる。それどころ
か、部分円錐体1,2を互いに逆向きに回動させて、互い
に螺旋状にずらすことさえ可能である。したがって接線
方向の空気流入スリット19,20の形状及び大きさを任意
に変化させ、バーナの全長を変化させることなしに、バ
ーナを個々に調節することができる。
ットバーナＣであっても、主バーナＢであってもよい）
は２つの半割された中空の部分円錐体1,2から成ってお
り、これらの部分円錐体は互いにずらされて上下に位置
している。これらの部分円錐体1,2の中心軸線1b,2bの相
互のずれは、両側に鏡像的な配置でそれぞれ１つの接線
方向の空気流入スリット19,20を形成する（第７図〜第
９図）。これらの空気流入スリットを通って、燃焼空気
15がバーナの内部空間、換言すれば円錐中空室14内に流
れる。両方の部分円錐体1,2はそれぞれ１つの円筒形の
始端部1a,2aを有しており、これらの始端部はやはり部
分円錐体1,2のように互いにずらされて延びており、し
たがって接線方向の空気流入スリット19,20は始端から
存在している。この円筒形の始端部1a,2a内にノズル３
が収容されており、その燃料噴霧口４は、２つの部分円
錐体1,2によって形成された円錐状の中空室14の最小横
断面のところに位置している。このノズル３の大きさは
バーナの形式によって、換言すればバーナがパイロット
バーナであるか、主バーナであるかに応じて、決められ
る。もちろんバーナは純粋に円錐状に、要するに円筒状
の始端部1a,2aなしに、構成することができる。両方の
部分円錐体1,2はそれぞれ１つの燃料通路8,9を有してお
り、これらの燃料通路は開口17を備えていて、これらの
開口を通してガス状燃料13が接線方向の空気流入スリッ
ト19,20を通して流入する燃焼空気15に混合せしめられ
る。これらの燃料通路8,9の位置は接線方向の空気流入
スリット19,20の端部にあり、したがってこの端部にお
いて、この燃料13と流入する燃焼空気15との混合（混合
箇所16）も行われる。燃焼空間22の側でバーナB/Cは前
壁10を形成するプレートを有している。ノズル３を通っ
て流れる液状燃料12は鋭角で円錐中空室14内に噴射され
て、これによってバーナ流出面に可及的に均質な円錐状
の燃料スプレーが生ぜしめられる。燃料噴霧口４は、エ
アアシスト型ノズルあるいは圧力噴霧器である。もちろ
ん、燃焼室の運転形式によっては、例えばヨーロッパ特
許庁特許出願公開第210462号明細書に記載されているよ
うに、ガス状燃料と液状燃料を供給される二重バーナで
あってもよい。ノズル３からの円錐状の液状燃料輪郭５
は接線方向に流入する回転する燃焼空気流15によって包
囲される。軸方向で液状燃料12の濃度は連続的に、混入
される燃焼空気15によって、低下する。ガス状の燃料13
/16が燃焼せしめられる場合、燃焼空気15との混合気形
成は直接に空気流入スリット19,20の端部において行わ
れる。液状の燃料12の噴霧の際に、渦がほころびる領
域、要するに逆流域６において、最適の、均質な燃料濃
度が横断面にわたって達成される。点火は逆流域の頂点
のところで行われる。この箇所において初めて安定した
火炎面７が生じることができる。公知の予備混合区間に
おいて潜在的な問題となっており、そのために複雑な保
炎器によって対策が試みられているところの、バーナ内
部への火炎の後退は、この場合懸念する必要はない。燃
焼空気15が予熱される場合、混合気の点火が行われるこ
とができるところのバーナの出口における点に達する前
に、液状燃料12の気化が自然に発生する。気化の程度
は、もちろん、バーナの大きさ、液状燃料の場合の液滴
大きさの分布及び燃焼空気の温度に関係している。しか
し、低い温度の燃焼空気15による液滴の均質な混合のほ
かに、あるいは付加的に、予熱された燃焼空気15によっ
て液滴の気化が単に部分的にのみ達成されるか、あるい
は完全に達成されるかに無関係に、空気過剰分が少なく
とも60％であれば、酸化窒素及び一酸化炭素の放出量が
低下する。これによってここでは、NOXの放出を最低限
にする付加的な手段が講じられる。燃焼領域に入る前に
完全な気化が行われ場合には、有害物質の放出量は最も
低い。過剰空気の代わりに再循環する排気を使用する場
合には、同様のことが準化学量的運転に対しても当ては
まる。部分円錐体1,2を設計する場合、円錐の傾斜及び
接線方向の空気流入スリット19,20の幅に関して、狭い
限度幅を維持して、火炎安定化のためにバーナ開口の範
囲に逆流域６を有する空気の所望の流動領域が生ずるよ
うにしなければならない。一般的には、空気流入スリッ
ト19,20を小さくすると、逆流域６が更に上流側にずら
され、これによってむろん混合気が早期に点火すること
になろう。しかしこの場合、一度幾何学的に固定された
逆流幾６はそれ自***置が安定していることを確認する
ことができる。それは、ねじり数が流動方向でバーナの
円すい形の範囲において増大するからである。本発明に
よるバーナの構造は、有利には、所定の全長を有するバ
ーナにおいて、接線方向の空気流入スリット19,20の大
きさを、次のことによって、すなわち部分円錐体1,2を
解離可能な結合機構によって前壁10に固定することによ
って、変化させるのに適している。すなわち第７図〜第
９図から特に明りょうに分かるように、両方の部分円錐
体1,2を半径方向にずらして、互いに接近又は離反させ
ることによって、両方の中心軸線1b,2bの間隔が縮小又
は拡大し、接線方向の空気流入スリット19,20の厚さが
変化せしめられる。もちろん部分円錐体1,2を別の平面
内で互いにずらすことも可能であり、これによって部分
円錐体の重なりを調節することさえできる。それどころ
か、部分円錐体1,2を互いに逆向きに回動させて、互い
に螺旋状にずらすことさえ可能である。したがって接線
方向の空気流入スリット19,20の形状及び大きさを任意
に変化させ、バーナの全長を変化させることなしに、バ
ーナを個々に調節することができる。
第７図〜第９図から、そらせ板21a,21bの位置も分か
る。そらせ板は流動導入機能を有しており、その長さに
応じて、燃焼空気15の流動方向における部分円錐体１及
び２の端部を延長する。円錐中空室14内への燃焼空気の
通路は、回動中心23を中心にしてそらせ板21a,21bを開
閉することによって、最適の大きさにすることができ
る。このことは特に、接線方向の空気流入スリット19,2
0の最初の厚さを変化させる場合に、必要である。もち
ろんバーナはそらせ板なしでも運転することができる。
る。そらせ板は流動導入機能を有しており、その長さに
応じて、燃焼空気15の流動方向における部分円錐体１及
び２の端部を延長する。円錐中空室14内への燃焼空気の
通路は、回動中心23を中心にしてそらせ板21a,21bを開
閉することによって、最適の大きさにすることができ
る。このことは特に、接線方向の空気流入スリット19,2
0の最初の厚さを変化させる場合に、必要である。もち
ろんバーナはそらせ板なしでも運転することができる。
第１図はパイロットバーナ、主バーナ並びに空気ノズル
を備えた環状燃焼室の前壁の概略的平面図、第２図は主
バーナの平面における環状燃焼室の概略的断面図、第３
図はパイロットバーナの平面における環状燃焼室の概略
的断面図、第４図は主バーナの概略的軸方向断面図、第
５図は空気ノズルの平面における環状燃焼室の概略的断
面図、第６図は二重円錐バーナとして構成されたバーナ
の部分的斜視図（部分的に破断して示す）、第７図、第
８図、第９図はそれぞれ第６図のVII−VII線、VIII−VI
II線、IX−IX線に沿った概略的断面図である。 Ａ……環状燃焼室、Ｂ……主バーナ、Ｃ……パイロット
バーナ、Ｄ……タービン入口、Ｅ……燃焼室の中心軸
線、Ｆ……空気ノズル、Ｇ……空気、1,2……部分円錐
体、1a,2b……円筒状の始端部、1b,2b……部分円錐体の
中心軸線、３……燃料ノズル、４……燃料噴霧口、５…
…噴霧燃料の輪郭、６……逆流域、７……火炎面、8,9
……ガス状燃料通路、10……前壁、12……液状燃料、13
……ガス状燃料、14……円錐中空室、15……燃焼空気、
16……ガス状燃料の混合箇所、17……開口、19,20……
接線方向の空気流入スリット、21a,21b……そらせ板、2
2……燃焼空間、23……回動中心
を備えた環状燃焼室の前壁の概略的平面図、第２図は主
バーナの平面における環状燃焼室の概略的断面図、第３
図はパイロットバーナの平面における環状燃焼室の概略
的断面図、第４図は主バーナの概略的軸方向断面図、第
５図は空気ノズルの平面における環状燃焼室の概略的断
面図、第６図は二重円錐バーナとして構成されたバーナ
の部分的斜視図（部分的に破断して示す）、第７図、第
８図、第９図はそれぞれ第６図のVII−VII線、VIII−VI
II線、IX−IX線に沿った概略的断面図である。 Ａ……環状燃焼室、Ｂ……主バーナ、Ｃ……パイロット
バーナ、Ｄ……タービン入口、Ｅ……燃焼室の中心軸
線、Ｆ……空気ノズル、Ｇ……空気、1,2……部分円錐
体、1a,2b……円筒状の始端部、1b,2b……部分円錐体の
中心軸線、３……燃料ノズル、４……燃料噴霧口、５…
…噴霧燃料の輪郭、６……逆流域、７……火炎面、8,9
……ガス状燃料通路、10……前壁、12……液状燃料、13
……ガス状燃料、14……円錐中空室、15……燃焼空気、
16……ガス状燃料の混合箇所、17……開口、19,20……
接線方向の空気流入スリット、21a,21b……そらせ板、2
2……燃焼空間、23……回動中心
Claims (9)
- 【請求項１】予混合バーナを有するガスタービンの環状
の燃焼室であって、予混合バーナは互いに位置決めされ
た少なくとも２つの中空の部分円錐体から成っており、
部分円錐体の中心軸線は互いにずらされて部分円錐体の
縦方向に延びている形式のものにおいて、燃焼室（Ａ）
が燃焼空気流入側に多数の予混合バーナ（B,C）を備え
ており、予混合バーナ（B,C）が互いに並んで配置され
ていて、燃焼空気の貫流に関しては異なった大きさであ
り、大きい予混合バーナ（Ｂ）と小さい予混合バーナ
（Ｃ）とは交互に続いており、個々の予混合バーナ（B,
C）の間にそれぞれ１つの空気ノズル（Ｆ）が配置され
ていることを特徴とする、ガスタービンの燃焼室。 - 【請求項２】大きい予混合バーナ（Ｂ）と小さい予混合
バーナ（Ｃ）とが同一方向のねじり流を生ぜしめるよう
にしたことを特徴とする、請求項１記載の燃焼室。 - 【請求項３】大きい予混合バーナ（Ｂ）が燃焼室（Ａ）
の主バーナであり、小さい予混合バーナ（Ｃ）が燃焼室
（Ａ）のパイロットバーナであることを特徴とする、請
求項１記載の燃焼室。 - 【請求項４】空気ノズル（Ｆ）を介しての空気（Ｇ）の
噴射が燃焼室（Ａ）の燃焼空間（22）内に向けられてい
て、予混合バーナ（B,C）の下流側で行われることを特
徴とする、請求項１記載の燃焼室。 - 【請求項５】部分円錐体（1,2）によって形成されてい
る、流動方向で流動横断面が増大している中空円錐形の
内部空間の流入側に少なくとも１つの燃料ノズル（３）
が配置されており、この燃料ノズルの燃料噴射口は部分
円錐体（1,2）の互いにずらされている中心軸線（1b,2
b）の間に位置しており、これらの中心軸線（1b,2b）の
相互のずれによって、部分円錐体（1,2）の間の接線方
向の空気流入スリット（19,20）の大きさが調整される
ことを特徴とする、請求項１記載の燃焼室。 - 【請求項６】燃料ノズル（３）が液状燃料で運転可能で
あることを特徴とする、請求項５記載の燃焼室。 - 【請求項７】接線方向の空気流入スリット（19,20）の
範囲に別の燃料ノズル（17）が存在していることを特徴
とする、請求項５記載の燃焼室。 - 【請求項８】燃料ノズル（17）がガス状燃料で運転可能
であることを特徴とする、請求項７記載の燃焼室。 - 【請求項９】燃焼室（Ａ）が環状燃焼室であり、この環
状燃焼室の環状の前壁（10）に、大きい予混合バーナ
（Ｂ）、小さい予混合バーナ（Ｃ）及び空気ノズル
（Ｆ）が開口していることを特徴とする、請求項１から
８までのいずれか１項に記載の燃焼室。
Applications Claiming Priority (2)
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|---|---|---|---|
| CH209989-2 | 1989-06-06 | ||
| CH2099/89A CH680084A5 (ja) | 1989-06-06 | 1989-06-06 |
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| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0320524A JPH0320524A (ja) | 1991-01-29 |
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| JP02145541A Expired - Fee Related JP3075732B2 (ja) | 1989-06-06 | 1990-06-05 | ガスタービンの燃焼室 |
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| GB2257781B (en) * | 1991-04-30 | 1995-04-12 | Rolls Royce Plc | Combustion chamber assembly in a gas turbine engine |
| CH684963A5 (de) * | 1991-11-13 | 1995-02-15 | Asea Brown Boveri | Ringbrennkammer. |
| FR2683891B1 (fr) * | 1991-11-20 | 1995-03-24 | Snecma | Turbomachine comportant un dispositif pour diminuer l'emission d'oxydes d'azote. |
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| DE4429757A1 (de) * | 1994-08-22 | 1996-02-29 | Abb Management Ag | Brennkammer |
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| DE19523094A1 (de) * | 1995-06-26 | 1997-01-02 | Abb Management Ag | Brennkammer |
| US5896739A (en) * | 1996-12-20 | 1999-04-27 | United Technologies Corporation | Method of disgorging flames from a two stream tangential entry nozzle |
| US6176087B1 (en) * | 1997-12-15 | 2001-01-23 | United Technologies Corporation | Bluff body premixing fuel injector and method for premixing fuel and air |
| DE19948674B4 (de) * | 1999-10-08 | 2012-04-12 | Alstom | Verbrennungseinrichtung, insbesondere für den Antrieb von Gasturbinen |
| DE10000415A1 (de) * | 2000-01-07 | 2001-09-06 | Alstom Power Schweiz Ag Baden | Verfahren und Vorrichtung zur Unterdrückung von Strömungswirbeln innerhalb einer Strömungskraftmaschine |
| DE10049203A1 (de) * | 2000-10-05 | 2002-05-23 | Alstom Switzerland Ltd | Verfahren zur Brennstoffeinleitung in einen Vormischbrenner |
| US6360776B1 (en) | 2000-11-01 | 2002-03-26 | Rolls-Royce Corporation | Apparatus for premixing in a gas turbine engine |
| DE10205839B4 (de) * | 2002-02-13 | 2011-08-11 | Alstom Technology Ltd. | Vormischbrenner zur Verminderung verbrennungsgetriebener Schwingungen in Verbrennungssystemen |
| DE10219354A1 (de) * | 2002-04-30 | 2003-11-13 | Rolls Royce Deutschland | Gasturbinenbrennkammer mit gezielter Kraftstoffeinbringung zur Verbesserung der Homogenität des Kraftstoff-Luft-Gemisches |
| US6931853B2 (en) * | 2002-11-19 | 2005-08-23 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Gas turbine combustor having staged burners with dissimilar mixing passage geometries |
| US7097448B2 (en) * | 2004-05-07 | 2006-08-29 | Peter Chesney | Vortex type gas lamp |
| DE102007043626A1 (de) | 2007-09-13 | 2009-03-19 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinenmagerbrenner mit Kraftstoffdüse mit kontrollierter Kraftstoffinhomogenität |
| US8122725B2 (en) * | 2007-11-01 | 2012-02-28 | General Electric Company | Methods and systems for operating gas turbine engines |
| FR2950109B1 (fr) * | 2009-09-17 | 2012-07-27 | Turbomeca | Turbomoteur a arbres paralleles |
| CA2786597A1 (en) | 2010-01-06 | 2011-07-14 | The Outdoor Greatroom Company LLLP | Fire container assembly |
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Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR944310A (fr) * | 1946-01-09 | 1949-04-01 | Bendix Aviat Corp | Brûleurs |
| US3267676A (en) * | 1965-06-23 | 1966-08-23 | Curtiss Wright Corp | Fuel burner structure |
| US3512359A (en) * | 1968-05-24 | 1970-05-19 | Gen Electric | Dummy swirl cup combustion chamber |
| DE2223093A1 (de) * | 1972-05-12 | 1973-11-22 | Gen Electric | Brenner und brennstoffinjektor |
| US3834159A (en) * | 1973-08-03 | 1974-09-10 | Gen Electric | Combustion apparatus |
| US4058977A (en) * | 1974-12-18 | 1977-11-22 | United Technologies Corporation | Low emission combustion chamber |
| US4194358A (en) * | 1977-12-15 | 1980-03-25 | General Electric Company | Double annular combustor configuration |
| GB2043868B (en) * | 1979-03-08 | 1982-12-15 | Rolls Royce | Gas turbine |
| GB2072827A (en) * | 1980-03-29 | 1981-10-07 | Rolls Royce | A tubo-annular combustion chamber |
| DE3662462D1 (en) * | 1985-07-30 | 1989-04-20 | Bbc Brown Boveri & Cie | Dual combustor |
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| ES2058667T3 (es) | 1994-11-01 |
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