JP4567266B2 - バーナ - Google Patents

Description

【０００１】
本発明は燃焼空気供給通路を備えたバーナに関する。
【０００２】
クリスチャン・ファーベル著「ターボマシーンの通流路における音の伝播の計算」（シェーカ出版社（アーヘン）、１９９３年発行、第３．４章）には、流体通路における不連続がこの流体通路を流れる流体における音の伝播に如何に影響するかが説明されている。投入される音エネルギーのどのような部分がこの不連続を通過し、どのような部分が反射されるかを計算することのできる漏洩係数、反射係数及び透過係数を導き出している。
【０００３】
ドイツ特許第４４３０６９７号明細書は空気供給消音器を開示している。この消音器は不透過性の壁によって包囲された通流配管からなり、その中をガス状媒体が亜音速で通流する。その通流配管には空気伝播音の放出を抑制する装置が配置されている。この装置は、媒体の通流方向に見て、音を放射する騒音源の前に配置され、空気伝播音の放出を流れ方向に抗して抑制するように作用する。この装置は通流配管のラバルノズル状の狭隘部を備えている。このラバルノズル状の狭隘部によりガス状媒体の速度が音速に加速される。それにより空気音に対する反射バリアが形成される。
【０００４】
燃焼系においては燃焼振動が形成されることがある。このような燃焼振動は、アボット・Ａ・パットナムの論文「工業界における燃焼起動振動」（アメリカン・エルスヴィア、ニューヨーク、１９７１年）に記載されている。レイリーの基準によれば燃焼振動は、燃焼室においてある空気量に対して熱が周期的に供給される場合、この熱供給が燃焼の周期的なエネルギー発生として燃焼室における空気の固有振動の位相で行われるときに発生する。従ってこの燃焼振動はこれと逆相のエネルギー発生によって抑制することができる。このような燃焼振動は大きな騒音負担、それどころか燃焼装置の構成要素の機械的損傷にも繋がる。前述の論文ではその第４頁に「供給率での脈動」という章で、燃焼振動は空気或いは燃料の供給に関連することが述べられている。供給系における脈動を回避するために、供給系に大きな圧力損失を作り、これにより反射バリアを形成することが提案されている。しかし、このような圧力損失は通常受け入れ難いものであることが指摘されている。
【０００５】
Ｄ．シュレーダの論文「燃焼振動の回避手段−バーナにおける流体音響的分離のための指標」（ガス熱インタナショナル、第４１巻第１号、１９９２年１月）には連結されている配管系から燃焼域を分離するための流体音響的限界値基準が説明されている。この分離は、特にバーナにおいて供給管に断面変化を設け、場合によってはこの断面狭隘部に付加的に孔開き板を配置して反射領域を作ることによって行われる。この手段はもっともバーナに供給される媒体に対する圧力損失が大きいという欠点がある。
【０００６】
本発明の課題は、バーナが連通している燃焼領域をバーナのための燃焼空気の供給管から流体音響的に分離し、この分離によりせいぜい燃焼空気中には是認できる付加損失しか生じないようにしたバーナを提供することにある。
【０００７】
本発明によれば、この課題は、燃焼空気通路を備え、この燃焼空気通路に、複数の渦流発生要素から形成された渦流発生体が、この渦流発生体を通る燃焼空気の平均通流速度が渦流発生体によって少なくとも０．４のマッハ数、特に少なくとも０．６のマッハ数に上昇可能なように配置されているバーナによって解決される。
【０００８】
ここで、平均通流速度とは燃焼空気通路のある通路断面にわたって求められた速度である。
【０００９】
渦流発生体は、バーナにおいて、燃焼域に流入する燃焼空気に渦流を与えて燃焼火炎を安定化するためにしばしば使用されている。この渦流発生体により燃焼空気を少なくとも０．４のマッハ数に同時に加速することにより渦流発生体にわたって音響波に対する反射バリアが形成される。これにより燃焼振動が燃焼空気の供給系へ伝播するのが弱められるか或いは抑制される。渦流発生体による反射バリアの形成により、燃焼空気における圧力損失は小さく維持される。音響的分離はそれ故バーナが組み込まれている燃焼装置の効率に対してせいぜい僅かにしかマイナスに作用しない。
【００１０】
好ましくは、燃焼空気通路に、燃焼空気中に渦流を発生させる渦流翼からなる渦流翼環が配置されている。さらに渦流発生体はこの渦流翼環によって形成されるのがよい。即ち、音響的に分離するために付加的な渦流発生体を設ける代わりに、元々存在している渦流翼環が音響的に分離する渦流発生体として形成される。渦流発生要素を渦流翼として形成することにより、燃焼空気中の圧力損失を小さくするために、容易に変換可能な手段が生ずる。燃焼空気を渦流翼環に流入する際に効果的な通流断面減少によって加速し、これに続いて、即ち、流れ方向に細くなる翼断面形状により再び通流断面を拡大し、これによって燃焼空気における圧力回復を行わせる。渦流発生体を渦流翼環として形成することにより、燃焼を安定化する渦流を発生するために元々必要とされる手段が提供されると共に、良好に効率に作用する燃焼空気中の圧力回復も可能になるという利点がある。
【００１１】
渦流翼環はこの渦流翼環の円周方向に沿って交互に連続する第一の渦流翼と第二の渦流翼とを備え、第二の渦流翼が燃焼空気の流れ方向とは逆方向に第一の渦流翼に対してずれて配置されるのがよい。好ましくは、その場合、第一の渦流翼は第一の最大翼断面厚さを持ち、第二の渦流翼は第二の最大翼断面厚さを持ち、第一の最大翼断面厚さが第二の最大翼断面厚さより大きい。第一の渦流翼は第一の断面弦長さを持ち、第二の渦流翼は第二の断面弦長さを持っている。好ましくは、その場合、第一の断面弦長さは第二の断面弦長さより小さい。渦流発生体はそれ故ある意味では流れ方向に沿ってずれて互いに噛み合っている２つの部分渦流翼環から形成されている。その場合、一方の部分渦流翼環の渦流翼は他方の部分渦流翼環の渦流翼より長くかつ薄いのがよく、即ち、流れ方向に他方の部分渦流翼環の前に配置されている方の部分渦流翼環の渦流翼が長くかつ薄いのがよい。このような構成により渦流翼環の両機能を最適とすることができ、即ち、渦流発生の機能も、また音響的分離も部分渦流翼環を適切な寸法に設計しかつ相互に適合させることにより充分な程度に満たすことができる。その上、この構造は渦流翼環をバーナに、後からでも所望の音響的分離が可能なように追加設置することも簡単にする。このために簡単に既存の渦流翼環にさらに別の渦流翼環が装着されねばならない。これはそれぞれ２つの既存の渦流翼の間に付加的な渦流翼を配置することによって行われる。この付加的な渦流翼の寸法を適切に設計することにより、燃焼空気の速度を０．４以上、好ましくは０．６以上、さらに好ましくは０，８以上のマッハ数に加速することができる。同時に、付加的な渦流翼の側面形状は、燃焼空気において圧力回復が行われるように構成される。これは好ましくは通流断面を漸次拡大することによって行われる。特にこの断面の漸増は渦流翼に沿って流れの停滞が生じないように構成されねばならない。
【００１２】
燃焼空気通路は環状に形成されるのがよい。
【００１３】
燃焼空気通路に、燃焼前に燃焼空気と強力に混合される燃料が送り込まれるのがよい。さらに、この燃料は少なくとも数個の渦流発生要素から送り込まれるのがよい。燃料をその燃焼前に燃焼空気と強力に混合することにより（予混合バーナ）、窒素酸化物の放出を削減することができる。これは良好に混合することによる火炎温度の均等化によって行われる。窒素酸化物は火炎温度と共に指数関数的に上昇するからである。さらに燃料と燃焼空気との付加的な混合により渦流発生体による音響的分離の利点が生ずる。燃焼空気を著しく加速し、それに続く圧力回復の領域を設けることにより、燃焼空気における付加的な渦流が燃焼空気と燃料との混合をさらに改善するからである。場合によっては、渦流発生体は、乱流の増加によって混合が改善されることを考慮して、圧力回復の一部を断念するように設計することもできる。
【００１４】
好ましくは、このバーナは、燃焼空気通路からの燃料と燃焼空気との混合体の燃焼を安定化する付加的なパイロットバーナを含む。このパイロットバーナが拡散バーナとして動作する場合、即ち、パイロットバーナの燃料と燃焼空気とが燃焼の場所でようやく混合される場合、このバーナは予混合燃焼並びに拡散燃焼が行われるハイブリッドバーナとも呼ばれる。
【００１５】
好ましくは、このバーナはガスタービン用バーナとして形成される。正にガスタービンの大きな出力変換に際して、非常に大きな振幅と場合によっては起り得る非常な損傷作用とを持つ燃焼振動が生ずることがある。燃焼空気供給系に対して流体音響的な分離はこの場合特に重要である。このことは特に定置形ガスタービンにおいて言える。
【００１６】
本発明を図面によって例示的に詳しく説明する。図面において同一符号は同一の意味を有する。
【００１７】
図１はガスタービン３０１を縦断面で示す。タービン中心軸線３０２に沿って圧縮機３０３、燃焼室３０５及びタービン３０７が順次配置されている。燃焼室３０５はバーナ１００に連通し、このバーナは環状の燃焼空気通路１０４と、この燃焼空気通路１０４によって囲まれているパイロットバーナ１０６とを備えている。パイロットバーナ１０６は拡散バーナとして形成され、燃料１１４と圧縮空気１１２とが燃焼領域３１１において混合されて燃焼する。燃焼空気通路１０４には燃焼領域３１１の上流側で燃料１１４が圧縮器３０３からの燃焼空気１１２と混合される。それ故、燃焼空気１１２は同様に燃焼室３０５内の燃焼領域３１１において燃焼する前に、先ず燃料１１４と密に混合する。このいわゆる予混合燃焼はパイロットバーナ１０６の拡散燃焼によって安定化される。燃焼室３０５において燃焼する際高温ガス３１５が発生し、このガスはタービン３０７に導かれる。タービン３０７の詳しく示されていない翼を通して高温ガス３１５のエネルギーは図示されていないタービン軸の回転エネルギーに変換される。
【００１８】
燃焼火炎３１３の変動により燃焼室３０５内に音響波が広がり、この音響波が燃焼室壁によって反射され、燃焼領域３１１の場所において再び火炎３１３の変動をもたらすことがある。この相互作用により変動の特定の周波数において安定した燃焼室振動が燃焼室３０５に形成され、これが大きな騒音発生或いはそれどころかガスタービン３０１の構造部品の損傷をもたらすことがある。この燃焼振動はまた燃焼空気通路１０４を通って伝播する。それ故、燃焼空気通路１０４によって燃焼室３０５に付加的な量が結合され、これによって燃焼室振動の形成が付加的に促進される。その上、燃焼室３０５の上流側の構造部品が場合によっては損傷を与える振動にさらされる。従って、燃焼空気通路１０４を流体音響的に燃焼室３０５から分離することが望ましい。このために、燃焼室３０５からの音響波に対して反射バリアが構成されねばならない。単なる断面減少或いは孔開き板の使用等は勿論ガスタービン３０１の効率を大きく損なうので、その場合経済的な運転が最早不可能である。燃焼室３０５と燃焼空気通路１０４とをバーナ１００により音響的に分離するための、簡単でかつ圧力損失の点で受け入れ可能な構成を図２に示す。
【００１９】
図２はバーナ中心軸線９８に沿って延びているバーナ１００を一部破断した斜視図で示す。内壁１０１と外壁１０２とによって環状の燃焼空気通路１０４が形成されている。この通路は、中央に配置されかつ詳細には示されていないパイロットバーナ１０６を包囲している。燃焼空気通路１０４には渦流翼環として形成された渦流発生体１０９が配置されている。これは渦流翼として構成された渦流発生要素１０８から形成されている。この渦流翼１０８はその位置を外壁１０２の調整ねじ１１０によって調整可能である。渦流発生体１０９は、その円周方向Ｕに沿って交互に連続する異なる形の渦流翼１０８によって形成されている。それぞれ１つの第一の渦流翼１０８Ｂにそれぞれ１つの第二の渦流翼１０８Ａが続いている。第一の渦流翼１０８Ｂは第二の渦流翼１０８Ａに対してずれて配置されており、短くかつ厚く形成されている。これについてはさらに以下において図３を参照して詳しく説明する。数個の、好ましくは全ての渦流翼１０８からこの渦流翼１０８の内部を延びる、この図には示されていない燃料通路により、燃料１１４が開口、特に翼入口縁の回りにある開口を介して燃焼空気通路１０４に送り込まれる。燃焼空気１１２は燃焼空気通路１０４を通して流れている。この燃焼空気は強力に燃料１１４と混合する。渦流翼１０８の寸法を設計することにより、燃焼空気１１２は０．４以上のマッハ数に加速される。これにより音響波に対する反射バリアが形成される。これにより、バーナ１００が連通している燃焼室３０５と、渦流発生体１０９の上流側にある燃焼空気通路１０４の部分との音響的分離が行われる。燃焼空気１１２の加速は燃焼空気１１２に対する通流断面を狭めることにより行なわれる。この狭窄に続いて、渦流翼１０８の輪郭形状による通流断面の拡大が、燃焼空気１１２に対する流れの停滞ができるだけないように行われている。従って、燃焼空気１１２において大きな圧力回復が確保され、せいぜい僅かな効率損失しか生じない。
【００２０】
図３は、渦流翼１０８の３つを、即ち２つの第二の渦流翼１０８Ａとその間にある第一の渦流翼１０８Ｂとを断面で示す。第一の渦流翼１０８Ｂは翼先端２００Ｂと、翼後端２０２Ｂと、中線２０４Ｂと、最大断面厚さ２０６Ｂと、調整グリップ２０８Ｂとを備えている。同様に各第二の渦流翼１０８Ａもそれぞれ翼先端２００Ａと、翼後端２０２Ａと、中線２０４Ａと、最大断面厚さ２０６Ａと、調整グリップ２０８Ａとを持っている。燃焼空気１１２は流れ方向２１０に沿って第一の渦流翼１０８Ｂと第二の渦流翼１０８Ａの１つとの間を流れる。この流れ方向２１０に沿って第一の渦流翼１０８Ｂは第二の渦流翼１０８Ａに対して後方にずれて配置されているので、それぞれの翼先端２００Ｂ，２００Ａにおける正接間には距離Ｌ１が生ずる。渦流翼１０８の間を通流する燃焼空気１１２に対する通流断面Ｆ１は、第一の渦流翼１０８Ｂと第二の渦流翼１０８Ａとの間に最小距離Ｌ４で示されている最大狭隘部まで縮小する。この最大狭隘部の後、通流断面Ｆ２は流れの停滞、従って渦流形成による圧力損失がないように緩やかに拡大する。これにより燃焼空気１１２において大きな圧力回復が確保される。翼後端２０２Ｂ，２０２Ａ間において燃焼空気１１２は２つの翼１０８間を流出する。翼後端２０２Ｂ，２０２Ａは距離Ｌ３で互いに離間している。第一の渦流翼１０８Ｂは、第二の渦流翼１０８Ａの最大断面厚さ２０６Ａ及び断面弦２０４Ａに比較して大きい最大断面厚さ２０６Ｂ及び短い断面弦２０４Ｂを持っている。渦流翼環１０９においてこのように交互に繰り返す翼構成により、燃焼を安定化するための充分に大きな渦流の設定も、また燃焼空気１１２の加速による望ましい音響的分離及びそれに続く圧力回復も得ることができる。
【００２１】
第二の渦流翼１０８Ａはその前方範囲に、即ち、中線２０４Ａに沿って翼先端２００Ａから最初の四分の一のところに燃料通路２１２を備え、これを通して渦流翼１０８Ａの内部に案内された燃料１１４が燃焼空気１１２に流出可能である。これにより、渦流発生体１０９の範囲で燃焼空気１１２と燃料１１４との特に良好な混合が行われる。その上、音響的に分離する狭隘部は燃料供給の下流側にあるので、燃焼の場所は混合形成の場所から分離されている。これにより、通常しばしば原因と見られている、変動を起こす燃料供給が燃焼とは音響的に分離される。この燃焼振動の原因を音響的に分離することにより燃焼振動を特に効果的に抑制することができる。渦流翼１０８及びその距離に関して、好ましくは、以下の値が設定される。
Ｌ１＝翼先端２００Ｂ，２００Ａにおける正接線間の距離＝１〜５ｃｍ
Ｌ２＝翼先端２００Ｂ，２００Ａ間の距離＝２〜８ｃｍ
Ｌ３＝翼後端２０２Ｂ，２０２Ａの距離＝１〜５ｃｍ
Ｌ４＝第二の渦流翼１０８Ａから第一の渦流翼１０８Ｂの最小距離＝０．３〜３ｃｍ
第一の渦流翼１０８Ｂの最大断面厚さ２０６Ｂ＝２〜６ｃｍ
第一の渦流翼１０８Ｂの中線２０４Ｂの長さ＝５〜１７ｃｍ
第二の渦流翼１０８Ａの最大断面厚さ２０６Ａ＝０．５〜４ｃｍ
第二の渦流翼２０８Ｂの断面弦２０４Ａの中線長さ＝８〜２０ｃｍ
【図面の簡単な説明】
【図１】 ガスタービンの概略縦断面。
【図２】 本発明によるバーナの一部破断斜視図。
【図３】 本発明によるバーナ渦流翼環の渦流翼の配置を示す断面図。
【符号の説明】
９８ バーナ中心軸線
１００ バーナ
１０１ バーナ内壁
１０２ バーナ外壁
１０４ 燃焼空気通路
１０６ パイロットバーナ
１０８ 渦流発生要素（渦流翼）
１０９ 渦流発生体（渦流翼環）
１１２ 燃焼空気
１１４ 燃料
２００Ａ，Ｂ 翼先端
２０２Ａ，Ｂ 翼後端
２０４Ａ，Ｂ 翼断面の弦（中線）
２０６Ａ，Ｂ 翼の最大断面厚さ
２０８ 調整グリップ
２１２ 燃料通路
３０１ ガスタービン
３０２ タービン中心軸線
３０３ 圧縮機
３０５ 燃焼室
３０７ タービン
３１１ 燃焼領域
３１３ 火炎
３１５ 高温ガス

Claims (13)

1. 燃焼空気通路（１０４）を備え、この燃焼空気通路（１０４）に、燃焼空気（１１２）中に燃焼を安定させる渦流を発生させる複数の渦流発生要素（１０８）から構成された渦流発生体（１０９）が、この渦流発生体（１０９）を通流する燃焼空気（１１２）の平均通流速度が渦流発生体（１０９）によって少なくとも０．４のマッハ数に上昇可能であるように、渦流発生体（１０９）がこの渦流発生体（１０９）の周囲方向（Ｕ）に沿って交互に連続する第一の渦流翼（１０８Ｂ）と第二の渦流翼（１０８Ａ）とにより構成され、第二の渦流翼（１０８Ａ）が燃焼空気（１１２）の流れ方向（２１０）とは逆方向に第一の渦流翼（１０８Ｂ）に対してずれて配置されているバーナ。
2. 燃焼空気通路（１０４）を備え、この燃焼空気通路（１０４）に、複数の渦流発生要素（１０８）から形成された渦流発生体（１０９）が、この渦流発生体（１０９）を通流する燃焼空気（１１２）の平均通流速度が渦流発生体（１０９）によって少なくとも０．４のマッハ数に上昇可能であるように燃焼空気（１１２）に対する自由通流断面（Ｆ１）の狭窄によって通流速度が上昇し、
   それに続く燃焼空気（１１２）における圧力回復が、燃焼空気（１１２）が渦流発生要素（１０８）間の流れの停滞なしに殆ど自由に流れるように漸次拡大する自由通流断面（Ｆ２）によって行われるように構成されているバーナ。
3. 燃焼空気通路（１０４）に、燃焼空気（１１２）中に燃焼を安定させる渦流を発生させる渦流翼（１０８）からなる渦流翼環（１０９）が配置されている請求項１又は２記載のバーナ。
4. 渦流発生体（１０９）が渦流翼環（１０９）により形成され、渦流発生要素（１０８）が渦流翼（１０８）によって形成されている請求項３記載のバーナ。
5. 渦流翼環（１０９）がこの渦流翼環（１０９）の周囲方向（Ｕ）に沿って交互に連続する第一の渦流翼（１０８Ｂ）と第二の渦流翼（１０８Ａ）とにより構成され、第二の渦流翼（１０８Ａ）が燃焼空気（１１２）の流れ方向（２１０）とは逆方向に第一の渦流翼（１０８Ｂ）に対してずれて配置されている請求項４記載のバーナ。
6. 第一の渦流翼（１０８Ｂ）が第一の最大断面厚さ（２０６Ｂ）を持ち、第二の渦流翼（１０８Ａ）が第二の最大断面厚さ（２０６Ａ）を持ち、第一の最大断面厚さ（２０６Ｂ）は第二の最大断面厚さ（２０６Ａ）より大きい請求項５記載のバーナ。
7. 第一の渦流翼（１０８Ｂ）が第一の断面弦長さ（２０４Ｂ）を持ち、第二の渦流翼（１０８Ａ）が第二の断面弦長さ（２０４Ａ）を持ち、第一の断面弦長さ（２０４Ｂ）は第二の断面弦長さ（２０４Ａ）より小さい請求項５又は６記載のバーナ。
8. 通流速度の上昇が燃焼空気（１１２）に対する自由通流断面（Ｆ１）の狭窄によって、それに続く燃焼空気（１１２）における圧力回復が、燃焼空気（１１２）が渦流発生要素（１０８）間の流れの停滞なしに殆ど自由に流れるように漸次拡大する自由通流断面（Ｆ２）によって行われる請求項１乃至７の１つに記載のバーナ。
9. 燃焼空気通路（１０４）が環状に形成されている請求項１乃至８の１つに記載のバーナ。
10. 燃焼空気通路（１０４）に、燃焼前に燃焼空気（１１２）と強力に混合する燃料（１１４）が送り込まれる請求項１乃至９の１つに記載のバーナ。
11. 燃料（１１４）が少なくとも数個の渦流発生要素（１０８）から送り込まれる請求項１乃至１０の１つに記載のバーナ。
12. 燃焼空気通路（１０４）からの燃料と燃焼空気との混合体の燃焼を安定化する付加的なパイロットバーナ（１０６）を含む請求項１乃至１１の１つに記載のバーナ。
13. ガスタービン用バーナ（１００）として形成されている請求項１乃至１２の１つに記載のバーナ。

Images