JP5679326B2

JP5679326B2 - Gas turbine combustor

Info

Publication number: JP5679326B2
Application number: JP2011117086A
Authority: JP
Inventors: 正道小山; 繁立花
Original assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA; Niigata Power Systems Co Ltd
Current assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA; Niigata Power Systems Co Ltd
Priority date: 2011-05-25
Filing date: 2011-05-25
Publication date: 2015-03-04
Anticipated expiration: 2031-05-25
Also published as: JP2012247083A

Description

本発明は、ガスタービン燃焼器に係り、特に燃焼筒に接続連通された予混合管の内部に、空気の旋回流を生じさせると同時に空気と燃料の直進流が生じる領域を確保することにより、燃焼筒内の適切な位置に火炎を安定的に保持して熱による燃焼筒の耐久性悪化を防止し、同時に燃焼の安定化や低エミッション等をも実現したガスタービン燃焼器に関するものである。 The present invention relates to a gas turbine combustor, and in particular, by ensuring a region in which a swirling flow of air is generated and at the same time a straight flow of air and fuel is generated in a premixing tube connected to and connected to a combustion cylinder, The present invention relates to a gas turbine combustor that stably holds a flame at an appropriate position in a combustion cylinder, prevents deterioration of the durability of the combustion cylinder due to heat, and at the same time realizes stabilization of combustion, low emission, and the like.

下記特許文献１には、燃焼筒２と予混合管３と燃料供給手段５を備えたガスタービン燃焼器１の発明が開示されている。このガスタービン燃焼器１によれば、燃料供給手段において、燃料は接線方向に沿って環状の燃料通路１６に供給され、環状のノズル部１９から均一に噴射され、ノズル部を取り巻く周状の空気通路２２からの空気によって微粒化されて、燃焼器内に軸方向流を作る。一方、予混合管の周壁面の孔２５から内部に流入した空気は燃焼器内で軸方向流を取り巻く旋回流を作る。その結果、火炎は燃焼器の頂部から離れた位置に保持され、遮熱プレート６は過熱せず耐久性が向上する。このため、このガスタービン燃焼器は従来よりも耐久性に優れ、エミッション特性が向上するものとされている。 Patent Document 1 below discloses an invention of a gas turbine combustor 1 including a combustion cylinder 2, a premixing pipe 3, and a fuel supply means 5. According to the gas turbine combustor 1, in the fuel supply means, the fuel is supplied to the annular fuel passage 16 along the tangential direction, is uniformly injected from the annular nozzle portion 19, and the circumferential air surrounding the nozzle portion Atomized by air from passage 22 creates an axial flow in the combustor. On the other hand, the air that has flowed into the premixed tube from the hole 25 on the peripheral wall surface creates a swirling flow that surrounds the axial flow in the combustor. As a result, the flame is held at a position away from the top of the combustor, and the heat shield plate 6 is not overheated and the durability is improved. For this reason, this gas turbine combustor is superior in durability and has improved emission characteristics.

特開２００９−１９８０５４号公報JP 2009-198054 A

しかしながら、前述した従来のガスタービン燃焼器によれば、予混合管の周壁面の孔から内部に供給される旋回流が予混合管の中心方向に侵入することで予混合管中心部の軸方向流れの一様性を乱し、火炎の安定化が困難な状態に陥りやすいという問題があった。 However, according to the above-described conventional gas turbine combustor, the swirl flow supplied from the hole of the peripheral wall surface of the premixing tube enters the central direction of the premixing tube, so that the axial direction of the central portion of the premixing tube There was a problem that the uniformity of the flow was disturbed and it was easy to fall into a state where it was difficult to stabilize the flame.

また、前述した従来のガスタービン燃焼器で採用されているノズル部によれば、エアブラストされてフィルマから出る燃料の液膜の周りには直進的な空気の流れしかないため、この液膜を微粒化するのに十分なせん断力が得られないという問題もあった。 In addition, according to the nozzle portion employed in the conventional gas turbine combustor described above, since there is only a straight air flow around the liquid film of fuel that is air blasted and exits from the filmer, this liquid film is There is also a problem that a sufficient shearing force for atomization cannot be obtained.

そこで本発明は、以上の課題を解決するものであり、予混合管内における空気と燃料の直進流の流路断面積の減少を防ぐことにより、当該直進成分の流速が過剰に上昇することを防止することにより、燃焼筒内の適切な位置に火炎を安定的に保持して熱による燃焼筒の耐久性悪化を防止するとともに、空気の流れとは関係なく燃料を微粒化し、もって燃焼の安定化や低エミッションを実現することを目的としている。 Therefore, the present invention solves the above-described problems, and prevents the flow velocity of the straight component from excessively rising by preventing a decrease in the cross-sectional area of the straight flow of air and fuel in the premixing tube. As a result, the flame is stably held at an appropriate position in the combustion cylinder to prevent deterioration of the durability of the combustion cylinder due to heat, and the fuel is atomized regardless of the air flow, thereby stabilizing the combustion. It aims to realize low emissions.

前記の課題を解決するために、請求項１に記載されたガスタービン燃焼器は、
タービンに燃焼ガスを供給するために燃料と空気の混合気を燃焼させる燃焼筒と、
一端側から供給された燃料と空気を混合して他端側から前記燃焼筒内に供給する予混合管と、
前記予混合管の一端側に設けられて前記予混合管の内部に燃料を供給する燃料供給手段とを有するとともに、
前記予混合管の周壁に、前記周壁の接線方向に沿って内部に空気を流入させて空気の旋回流を形成する複数の孔を形成し、
前記周壁の内部に、前記周壁と所定間隔をおいて円筒形の内壁を設けることにより、一端側が閉止され他端側が前記燃焼筒に連通して空気の旋回流を形成する筒状の隙間を、前記周壁と前記内壁の間に構成し、
空気と前記燃料供給手段から供給される燃料が、前記内壁の一端側の開口から前記内壁の内側に供給されて混合気となり、前記内壁の内側において前記内壁の軸線方向に沿った直進流となって前記燃焼筒に送り込まれるようにしたことを特徴としている。 In order to solve the above problem, a gas turbine combustor according to claim 1 is provided.
A combustion cylinder that burns a mixture of fuel and air to supply combustion gas to the turbine;
A premixing tube that mixes fuel and air supplied from one end side and supplies the mixture into the combustion cylinder from the other end side;
Fuel supply means provided on one end side of the premixing tube and supplying fuel to the inside of the premixing tube ;
Wherein the peripheral wall of the premix tube, allowed to flow into the air to form a plurality of holes that form a swirling flow of air therein along the tangential direction of the peripheral wall,
Inside the peripheral wall, by providing the inner wall of the cylindrical at the peripheral wall by a predetermined distance, a cylindrical gap other end one end of which is closed to form a swirling flow of air in communication with the combustion cylinder constitutes between said peripheral wall and said inner wall,
Air and fuel supplied from the fuel supply means are supplied to the inside of the inner wall from the opening on one end side of the inner wall to become an air-fuel mixture, and become a straight flow along the axial direction of the inner wall inside the inner wall. It is characterized by being fed into the combustion cylinder .

請求項２に記載されたガスタービン燃焼器は、請求項１記載のガスタービン燃焼器において、前記内壁の内周面が直円筒形状であることを特徴としている。 A gas turbine combustor described in claim 2 is characterized in that, in the gas turbine combustor described in claim 1, the inner peripheral surface of the inner wall has a right cylindrical shape.

請求項３に記載されたガスタービン燃焼器は、請求項２記載のガスタービン燃焼器において、前記燃料供給手段が燃料を空洞状の円錐形に噴射するホロコーンタイプの圧力噴射ノズルであることを特徴としている。 A gas turbine combustor according to claim 3 is the gas turbine combustor according to claim 2, wherein the fuel supply means is a hollow cone type pressure injection nozzle for injecting fuel into a hollow conical shape. It is a feature.

請求項４に記載されたガスタービン燃焼器は、請求項３記載のガスタービン燃焼器において、前記予混合管の他端側を前記燃焼筒と同軸となるように燃焼筒内に突出させたことを特徴としている。 The gas turbine combustor according to claim 4 is the gas turbine combustor according to claim 3, wherein the other end side of the premixing tube is projected into the combustion cylinder so as to be coaxial with the combustion cylinder. It is characterized by.

請求項５に記載されたガスタービン燃焼器は、請求項４記載のガスタービン燃焼器において、前記予混合管の軸方向の長さを、前記圧力噴射ノズルによって噴射される円錐形の燃料が前記予混合管の他端側に当たらないように設定したことを特徴としている。 A gas turbine combustor according to claim 5 is the gas turbine combustor according to claim 4, wherein the length of the premixing tube in the axial direction is the same as the conical fuel injected by the pressure injection nozzle. It is characterized in that it is set so as not to hit the other end of the premixing tube.

請求項６に記載されたガスタービン燃焼器は、請求項５記載のガスタービン燃焼器において、前記圧力噴射ノズルの周囲に空気の流路を設けたことを特徴としている。 The gas turbine combustor described in claim 6 is characterized in that, in the gas turbine combustor described in claim 5, an air flow path is provided around the pressure injection nozzle.

請求項１に記載されたガスタービン燃焼器によれば、予混合管の周壁に設けられた孔から内部に流入した空気は、周壁と内壁の間の筒状の隙間で旋回流となって燃焼筒に送り込まれる。予混合管の一端側からは、内壁の内側の空間に空気と燃料が供給されて混合気となり、この混合気は前記旋回流の干渉を受けることなく、内壁の内側の全領域において内壁の軸線方向に沿った一様な直進流となって燃焼筒に送り込まれ、燃焼に供される。このように、予混合管内における混合気の直進流は、予混合管の周壁の孔から流入した空気の旋回流が予混合管の中心方向に侵入することで予混合管中心部の軸方向流れの一様性が乱されることはなく、周壁の内側の断面積を流路断面積とした一様性が保証される。このため、火炎は燃焼筒内の適切な位置に安定的に保持され、熱による燃焼筒の耐久性悪化が防止されるとともに、燃焼の安定化や低エミッションが実現される。 According to the gas turbine combustor described in claim 1, the air flowing into the inside from the hole provided in the peripheral wall of the premixing tube is combusted as a swirl flow in the cylindrical gap between the peripheral wall and the inner wall. It is sent to the tube. From one end of the premixing tube, air and fuel are supplied to the space inside the inner wall to form a mixture, and this mixture is not affected by the swirl flow, and the axis of the inner wall is not affected by the swirl flow. A uniform straight flow along the direction is sent to the combustion cylinder and used for combustion. In this way, the straight flow of the air-fuel mixture in the premixing tube is caused by the swirling flow of air flowing from the hole in the peripheral wall of the premixing tube entering the central direction of the premixing tube, so The uniformity of the flow path cross-sectional area is ensured with the cross-sectional area inside the peripheral wall being not disturbed. For this reason, the flame is stably held at an appropriate position in the combustion cylinder, the deterioration of the durability of the combustion cylinder due to heat is prevented, and stabilization of combustion and low emission are realized.

請求項２に記載されたガスタービン燃焼器によれば、請求項１記載のガスタービン燃焼器による効果において、内壁の内周面が直円筒形状であるため、内壁の内周面が内方に突出したノズル状になっている場合等に比べて、燃料供給手段から供給される燃料が内壁に付着しにくい。また、内壁の内径が一定であるために混合気の流速は妥当な一定の値に保たれて変動することがなく、定常的な直進流が得られる。 According to the gas turbine combustor described in claim 2, in the effect of the gas turbine combustor according to claim 1, since the inner peripheral surface of the inner wall is a right cylindrical shape, the inner peripheral surface of the inner wall is inward. The fuel supplied from the fuel supply means is less likely to adhere to the inner wall than in the case of a protruding nozzle shape. Moreover, since the inner diameter of the inner wall is constant, the flow rate of the air-fuel mixture is maintained at a reasonable constant value and does not fluctuate, and a steady straight flow can be obtained.

請求項３に記載されたガスタービン燃焼器によれば、請求項２記載のガスタービン燃焼器による効果において、燃料供給手段がホロコーンタイプの圧力噴射ノズルであるため、燃料を空洞状の円錐形に噴射することが可能となり、空気の流れとは関係なく燃料を良好な状態で微粒化することができる。 According to the gas turbine combustor described in claim 3, in the effect of the gas turbine combustor according to claim 2, the fuel supply means is a hollow cone type pressure injection nozzle. The fuel can be atomized in a good state regardless of the air flow.

請求項４に記載されたガスタービン燃焼器によれば、請求項３記載のガスタービン燃焼器による効果において、予混合管の他端部を燃焼筒内に突出させたので、予混合管内に噴射された燃料は燃焼筒内の高温の雰囲気に晒されることによる蒸発の促進が期待される。 According to the gas turbine combustor described in claim 4, in the effect of the gas turbine combustor described in claim 3, the other end portion of the premixing tube is protruded into the combustion cylinder, so that it is injected into the premixing tube. The accelerated fuel is expected to be evaporated by being exposed to a high temperature atmosphere in the combustion cylinder.

請求項５に記載されたガスタービン燃焼器によれば、請求項４記載のガスタービン燃焼器による効果において、圧力噴射ノズルによって円錐形に噴射された燃料が予混合管の他端側に付着して着火することにより予混合管の他端側の温度が上昇する不都合を防止することができる。 According to the gas turbine combustor described in claim 5, in the effect of the gas turbine combustor described in claim 4, the fuel injected conically by the pressure injection nozzle adheres to the other end side of the premixing tube. By igniting, it is possible to prevent the disadvantage that the temperature on the other end side of the premixing tube rises.

請求項６に記載されたガスタービン燃焼器によれば、請求項５記載のガスタービン燃焼器による効果において、圧力噴射ノズルから円錐形に噴射される燃料の広がりが、圧力噴射ノズルの周囲に設けられた流路からの空気によって抑制されるので、内壁への燃料の付着を一層緩和することができる。 According to the gas turbine combustor described in claim 6, in the effect of the gas turbine combustor according to claim 5, the spread of the fuel injected in a conical shape from the pressure injection nozzle is provided around the pressure injection nozzle. Since it is suppressed by the air from the formed flow path, it is possible to further alleviate the adhesion of fuel to the inner wall.

図１は本発明の一実施形態に係るガスタービン燃焼器の縦断面図である。FIG. 1 is a longitudinal sectional view of a gas turbine combustor according to an embodiment of the present invention. 図２は一実施形態に係るガスタービン燃焼器の予混合管付近における拡大縦断面図である。FIG. 2 is an enlarged longitudinal sectional view in the vicinity of the premixing tube of the gas turbine combustor according to the embodiment.

以下本発明の最良の実施の形態につき、添付図面を参照して詳細に説明する。
まず、図１を参照して本実施形態のガスタービン燃焼器１の全体構成を説明する。このガスタービン燃焼器１は大略円筒形状の燃焼筒２を有している。燃焼筒２は頂部が閉塞され、下部の開口が図示しないガスタービンの排気側に連通されている。詳細は後述するが、燃焼筒２の頂部には予混合管３が取り付けられ、予混合管３の頂部には燃料供給手段としての圧力噴射装置４が取り付けられている。そして、燃焼筒２と予混合管３は、図示しないターボ圧縮機の圧縮空気取入口に連通した外筒体５に包囲されており、圧力噴射装置４に接続された燃料供給系の一部は外筒体５の頂部を貫通して外部に導かれている。 The best mode for carrying out the present invention will be described below in detail with reference to the accompanying drawings.
First, the overall configuration of the gas turbine combustor 1 of the present embodiment will be described with reference to FIG. The gas turbine combustor 1 has a combustion cylinder 2 having a substantially cylindrical shape. The top of the combustion cylinder 2 is closed, and a lower opening communicates with an exhaust side of a gas turbine (not shown). Although details will be described later, a premixing tube 3 is attached to the top of the combustion cylinder 2, and a pressure injection device 4 as fuel supply means is attached to the top of the premixing tube 3. The combustion cylinder 2 and the premixing pipe 3 are surrounded by an outer cylinder 5 that communicates with a compressed air intake port of a turbo compressor (not shown), and a part of the fuel supply system connected to the pressure injection device 4 is The outer cylinder 5 is guided to the outside through the top.

図１乃至図２に示すように、燃焼筒２の頂部中心位置には予混合管３が同軸で配置されている。予混合管３は、燃焼筒２の頂部の外側に取り付けられた筒状の周壁６と、燃焼筒２の頂部に取り付けられて下方の燃焼筒２内に所定寸法だけ突出するように配置された筒状の突出壁７から構成されている。周壁６は、その外形は直円筒形であるが、その内形は下方の燃焼筒２に向けて内径が徐々に縮小する形状となっている。また周壁６には接線方向に沿って内部に空気を流入させる複数の孔８が形成されている。突出壁７は、周壁６の下端の開口と等しい内径の直円筒体であり、周壁６の下端に連結されている。 As shown in FIGS. 1 and 2, a premixing tube 3 is coaxially arranged at the center of the top of the combustion cylinder 2. The premixing tube 3 is disposed so as to protrude by a predetermined size into the lower combustion cylinder 2 attached to the top of the combustion cylinder 2 and a cylindrical peripheral wall 6 attached to the outside of the top of the combustion cylinder 2. It is composed of a cylindrical projecting wall 7. The outer shape of the peripheral wall 6 is a right cylindrical shape, but the inner shape thereof has a shape in which the inner diameter gradually decreases toward the lower combustion cylinder 2. The peripheral wall 6 is formed with a plurality of holes 8 through which air flows in along the tangential direction. The protruding wall 7 is a right cylindrical body having an inner diameter equal to the opening at the lower end of the peripheral wall 6, and is connected to the lower end of the peripheral wall 6.

予混合管３の周壁６の内部には円筒形の内壁９が所定間隔をおいて同軸で配置されている。内壁９の外周面は、下方の燃焼筒２に向けて外径が徐々に縮小する形状となっており、周壁６と内壁９の間には、半径方向の間隔が一定であるとともに、下方に向けて窄まる筒状の隙間Ｓが構成されている。この隙間Ｓは、予混合管３の一端側である上端が閉止されており、下端が突出壁７の近傍で開口している。また、内壁９の内周面は直円筒形状であり、予混合管３の一端側である内壁９の上端は外筒体５内に開口している。 A cylindrical inner wall 9 is coaxially arranged at a predetermined interval inside the peripheral wall 6 of the premixing tube 3. The outer peripheral surface of the inner wall 9 has a shape in which the outer diameter gradually decreases toward the lower combustion cylinder 2, and the radial interval between the peripheral wall 6 and the inner wall 9 is constant and A cylindrical gap S that narrows toward the end is formed. The gap S has an upper end that is one end side of the premixing tube 3 closed, and a lower end that is open near the protruding wall 7. Further, the inner peripheral surface of the inner wall 9 has a right cylindrical shape, and the upper end of the inner wall 9 that is one end side of the premixing tube 3 opens into the outer cylinder 5.

従って、外筒体５内に導かれたターボ圧縮機からの圧縮空気は、予混合管３の周壁６の孔８から内部に流入し、周壁６と内壁９の間の筒状の隙間Ｓで旋回流となり、さらに突出壁７の内周面に沿って旋回しながら燃焼筒２に送り込まれる。また、圧縮空気は、圧力噴射装置４から供給される燃料とともに、内壁９の上端の開口から内壁９の内側に供給されて混合気となり、前記旋回流の干渉を受けることなく、内壁９の内側の全領域において内壁９の軸線方向に沿った一様な直進流となって燃焼筒２に送り込まれる。 Therefore, the compressed air from the turbo compressor guided into the outer cylinder 5 flows into the inside through the hole 8 of the peripheral wall 6 of the premixing tube 3 and is formed in the cylindrical gap S between the peripheral wall 6 and the inner wall 9. It becomes a swirl flow and is fed into the combustion cylinder 2 while swirling along the inner peripheral surface of the protruding wall 7. In addition, the compressed air is supplied to the inside of the inner wall 9 from the opening at the upper end of the inner wall 9 together with the fuel supplied from the pressure injection device 4 to become an air-fuel mixture, and the inner side of the inner wall 9 without being affected by the swirling flow. In the entire region, the straight flow is uniform along the axial direction of the inner wall 9 and is fed into the combustion cylinder 2.

図２に示すように、前記圧力噴射装置４は、予混合管３の一端側である周壁６の上端の開口の中心部に配置されている。この圧力噴射装置４は、燃料を空洞状の円錐形に噴射することにより液体燃料を高度に微粒化するホロコーンタイプの圧力噴射ノズルである。この圧力噴射装置４は、メイン供給路１０とパイロット供給路１１の２つの燃料供給路から供給される燃料が同一の噴射ノズル１２から流出するようになっており、燃料に旋回運動が与えられることにより、噴射ノズル１２から出た燃料は遠心力のために広がって中空円錐膜を形成する。このようなホロコーンタイプの圧力噴射ノズルとしてはシンプレックス噴射弁と称されるものが知られている。 As shown in FIG. 2, the pressure injection device 4 is arranged at the center of the opening at the upper end of the peripheral wall 6 that is one end side of the premixing tube 3. The pressure injection device 4 is a hollow cone type pressure injection nozzle that highly atomizes liquid fuel by injecting the fuel into a hollow conical shape. The pressure injection device 4 is configured such that the fuel supplied from the two fuel supply passages of the main supply passage 10 and the pilot supply passage 11 flows out from the same injection nozzle 12, and a swirl motion is given to the fuel. As a result, the fuel discharged from the injection nozzle 12 spreads due to the centrifugal force to form a hollow conical membrane. As such a hollow cone type pressure injection nozzle, what is called a simplex injection valve is known.

図２に示すように、この圧力噴射装置４の噴射ノズル１２の噴射角度αは、軸方向の全長がＬ、内径がＤである予混合管３の下端（突出壁７の下端）の開口に、円錐状に噴射された燃料が付着しないような角度に設定されている。また、圧力噴射ノズルの周囲には、外筒体５内の圧縮空気を導入口１４から導いて噴射する流路１３が設けられている。従って、圧力噴射ノズルから円錐形に噴射される燃料の広がりは、流路１３からの空気によって抑制されるので、突出壁７への燃料の付着を一層緩和・抑制することができる。 As shown in FIG. 2, the injection angle α of the injection nozzle 12 of the pressure injection device 4 is set at the opening at the lower end of the premixing tube 3 (the lower end of the protruding wall 7) having an axial total length L and an inner diameter D. The angle is set so that the fuel injected conically does not adhere. In addition, a flow path 13 that guides and injects the compressed air in the outer cylindrical body 5 from the introduction port 14 is provided around the pressure injection nozzle. Therefore, since the spread of the fuel injected in a conical shape from the pressure injection nozzle is suppressed by the air from the flow path 13, the adhesion of the fuel to the protruding wall 7 can be further relaxed / suppressed.

次に、以上のように構成された本実施形態のガスタービン燃焼器１の作用について説明する。
ターボ圧縮機からの圧縮空気は通常例えば３００℃程度の温度である。この圧縮空気が外筒体５内に導かれ、予混合管３の周壁６に設けられた孔８から内部に流入し、周壁６と内壁９の間の筒状の隙間Ｓで旋回流となる。この旋回流は突出壁７の内周面に沿って維持されて燃焼筒２に送り込まれ、突出壁７の出口に火炎が付着するのを防止する。他方、圧縮空気は、予混合管３の上端の開口から内壁９の内側の空間にも供給され、圧力噴射装置４から噴射された燃料と混合気を形成して直進流となり、突出壁７内を経て燃焼筒２に送り込まれて燃焼し、例えば１０００〜２０００℃の燃焼ガスを生成する。なお、以上の説明における空気やガスの温度は一例である。 Next, the operation of the gas turbine combustor 1 of the present embodiment configured as described above will be described.
The compressed air from the turbo compressor is usually at a temperature of about 300 ° C., for example. This compressed air is guided into the outer cylindrical body 5 and flows into the inside through a hole 8 provided in the peripheral wall 6 of the premixing tube 3, and turns into a swirl flow in the cylindrical gap S between the peripheral wall 6 and the inner wall 9. . This swirling flow is maintained along the inner peripheral surface of the protruding wall 7 and fed into the combustion cylinder 2 to prevent the flame from adhering to the outlet of the protruding wall 7. On the other hand, the compressed air is also supplied to the space inside the inner wall 9 from the opening at the upper end of the premixing tube 3, forms a mixture with the fuel injected from the pressure injection device 4, and becomes a straight flow. Then, the fuel is fed into the combustion cylinder 2 and combusted to generate a combustion gas of 1000 to 2000 ° C., for example. In addition, the temperature of air and gas in the above description is an example.

内壁９の内部における圧縮空気及び燃料又はこれらの混合気は、周壁６と内壁９の隙間Ｓで形成された圧縮空気の旋回流に干渉されることなく、内壁９の内側の全領域において内壁９の軸線方向に沿った一様な直進流となり、突出壁７においても旋回流によって流路断面の減少を強いられることなく、燃焼筒２に送り込まれて燃焼に供される。このように、予混合管３内における混合気の直進流は、予混合管３の周壁６の孔８から流入した空気の旋回流が予混合管の中心方向に侵入することで予混合管中心部の軸方向流れの一様性が乱されることはなく、周壁の内側の断面積を流路断面積とした一様性が保証されるので、安定した一定の流速で燃焼筒２内に送り込まれることとなる。このため、火炎は燃焼筒２内の適切な位置に安定的に保持され、熱による燃焼筒２の耐久性悪化が防止されるとともに、燃焼の安定化や低エミッションが実現される。 The compressed air and the fuel or the mixture thereof inside the inner wall 9 are not interfered with the swirling flow of the compressed air formed by the gap S between the peripheral wall 6 and the inner wall 9, and the inner wall 9 in the entire area inside the inner wall 9. The straight flow is uniform along the axial direction, and the projecting wall 7 is also sent to the combustion cylinder 2 for combustion without being forced to reduce the flow passage cross section by the swirling flow. Thus, the straight flow of the air-fuel mixture in the premixing tube 3 is caused by the swirling flow of the air flowing from the hole 8 in the peripheral wall 6 of the premixing tube 3 entering the center of the premixing tube. The uniformity of the axial flow of the part is not disturbed, and the uniformity with the cross-sectional area inside the peripheral wall as the cross-sectional area of the flow path is ensured, so that the combustion cylinder 2 is kept at a stable and constant flow rate. It will be sent. For this reason, the flame is stably held at an appropriate position in the combustion cylinder 2, deterioration of the durability of the combustion cylinder 2 due to heat is prevented, and stabilization of combustion and low emission are realized.

また、本実施形態のガスタービン燃焼器１によれば、内壁９の内周面が直円筒形状であるため、圧力噴射装置４から供給される燃料の内壁９に対する付着をより一層緩和・抑制できる。このため、燃焼位置及び燃焼状態は一層安定化し、燃焼筒２の耐久性や低エミッション化が一層向上する。 Further, according to the gas turbine combustor 1 of the present embodiment, since the inner peripheral surface of the inner wall 9 has a right cylindrical shape, the adhesion of the fuel supplied from the pressure injection device 4 to the inner wall 9 can be further alleviated / suppressed. . For this reason, the combustion position and the combustion state are further stabilized, and the durability and low emission of the combustion cylinder 2 are further improved.

また、本実施形態のガスタービン燃焼器１によれば、圧力噴射装置４がホロコーンタイプの圧力噴射ノズルであるため、燃料を空洞状の円錐形に噴射することが可能となり、空気の流れとは関係なく、ノズル自体の効果として燃料を良好な状態で微粒化することができ、相乗効果により燃焼状態をさらに一層安定化することができる。 Further, according to the gas turbine combustor 1 of the present embodiment, since the pressure injection device 4 is a hollow cone type pressure injection nozzle, it becomes possible to inject fuel into a hollow conical shape, Regardless of this, the fuel can be atomized in a good state as an effect of the nozzle itself, and the combustion state can be further stabilized by a synergistic effect.

また、本実施形態のガスタービン燃焼器１によれば、予混合管３の他端部を、突出壁７として燃焼筒２内に突出させたので、予混合管３内に噴射された燃料は燃焼筒２内の高温の雰囲気に晒されて蒸発が促進され、相乗効果により燃焼状態の安定化が期待される。ここで、突出壁７内側の気化潜熱によって突出壁７壁面温度が低減される効果も期待される。 Further, according to the gas turbine combustor 1 of the present embodiment, the other end portion of the premixing tube 3 is protruded into the combustion cylinder 2 as the protruding wall 7, so that the fuel injected into the premixing tube 3 is It is exposed to a high-temperature atmosphere in the combustion cylinder 2 to promote evaporation, and the combustion state is expected to be stabilized by a synergistic effect. Here, the effect that the wall surface temperature of the protruding wall 7 is reduced by the latent heat of vaporization inside the protruding wall 7 is also expected.

また、本実施形態のガスタービン燃焼器１によれば、圧力噴射ノズルから噴射される燃料の噴射角度αと、予混合管３の軸方向の全長Ｌ及び内径Ｄとの関係を適宜に設定することにより、円錐形に噴射された燃料が予混合管３の他端側に付着することがない。前述したように、本実施形態では隙間Ｓにおける空気の旋回流が突出壁７内でも維持されるため、突出壁７の出口に火炎が付着することが防止されるが、上述したようなと混合管３の形状と圧力噴射ノズルの噴射角度との関係により、予混合管３の他端部に付着した燃料が着火して温度が上昇する不都合はより一層確実に防止される。 Further, according to the gas turbine combustor 1 of the present embodiment, the relationship between the injection angle α of the fuel injected from the pressure injection nozzle and the total axial length L and the inner diameter D of the premixing tube 3 is appropriately set. This prevents the fuel injected in a conical shape from adhering to the other end side of the premixing tube 3. As described above, in this embodiment, since the swirling flow of air in the gap S is also maintained in the protruding wall 7, it is possible to prevent the flame from adhering to the outlet of the protruding wall 7. Due to the relationship between the shape of the tube 3 and the injection angle of the pressure injection nozzle, the inconvenience that the fuel adhering to the other end of the premixing tube 3 ignites and the temperature rises is more reliably prevented.

また、本実施形態のガスタービン燃焼器１によれば、圧力噴射ノズルから円錐形に噴射される燃料の広がりが、噴射ノズル１２の周囲に設けられた流路１３からの空気によって抑制されるので、上述したような予混合管３の他端部への燃料の付着をさらに一層確実に防止することができる。 Further, according to the gas turbine combustor 1 of the present embodiment, the spread of the fuel injected in a conical shape from the pressure injection nozzle is suppressed by the air from the flow path 13 provided around the injection nozzle 12. Further, it is possible to more reliably prevent the fuel from adhering to the other end portion of the premixing tube 3 as described above.

このように、本実施形態のガスタービン燃焼器１によれば、予混合管３と内壁９の間の隙間Ｓで空気の旋回流を生成するとともに、これには干渉されない内壁９の内側の空間において一定の流路断面積を確保することにより、一定流速の空気と燃料の直進流を得ることができる。このため全体として空気と燃料の混合をより一層確実にする効果が得られるとともに、均一に混合された混合気を一様な流速で燃焼筒２に送り込み、燃焼筒２の上部から必要な距離だけ離れた好ましい位置に火炎を確実に保持することにより、装置に熱的に過大な負荷を与えない安定的な低エミッションの燃焼を行なえるという効果が得られる。 As described above, according to the gas turbine combustor 1 of the present embodiment, the air swirl flow is generated in the gap S between the premixing tube 3 and the inner wall 9, and the space inside the inner wall 9 is not interfered with this. By ensuring a constant flow path cross-sectional area in FIG. 5, it is possible to obtain a straight flow of air and fuel at a constant flow rate. For this reason, the effect of further ensuring the mixing of air and fuel can be obtained as a whole, and the uniformly mixed air-fuel mixture is sent to the combustion cylinder 2 at a uniform flow rate, and only a necessary distance from the upper part of the combustion cylinder 2 is obtained. By reliably holding the flame in a preferred position apart, the effect is achieved that stable low-emission combustion can be performed without excessively overloading the device.

１…ガスタービン燃焼器
２…燃焼筒
３…予混合管
４…燃料供給手段としての圧力噴射装置
６…周壁
７…突出壁
８…孔
９…内壁
１２…圧力噴射装置の噴射ノズル
１３…流路 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Gas turbine combustor 2 ... Combustion cylinder 3 ... Premixing pipe 4 ... Pressure injection apparatus as fuel supply means 6 ... Peripheral wall 7 ... Projection wall 8 ... Hole 9 ... Inner wall 12 ... Injection nozzle 13 of pressure injection apparatus 13 ... Flow path

Claims

タービンに燃焼ガスを供給するために燃料と空気の混合気を燃焼させる燃焼筒と、
一端側から供給された燃料と空気を混合して他端側から前記燃焼筒内に供給する予混合管と、
前記予混合管の一端側に設けられて前記予混合管の内部に燃料を供給する燃料供給手段とを有するとともに、
前記予混合管の周壁に、前記周壁の接線方向に沿って内部に空気を流入させて空気の旋回流を形成する複数の孔を形成し、
前記周壁の内部に、前記周壁と所定間隔をおいて円筒形の内壁を設けることにより、一端側が閉止され他端側が前記燃焼筒に連通して空気の旋回流を形成する筒状の隙間を、前記周壁と前記内壁の間に構成し、
空気と前記燃料供給手段から供給される燃料が、前記内壁の一端側の開口から前記内壁の内側に供給されて混合気となり、前記内壁の内側において前記内壁の軸線方向に沿った直進流となって前記燃焼筒に送り込まれるようにしたことを特徴とするガスタービン燃焼器。 A combustion cylinder that burns a mixture of fuel and air to supply combustion gas to the turbine;
A premixing tube that mixes fuel and air supplied from one end side and supplies the mixture into the combustion cylinder from the other end side;
Fuel supply means provided on one end side of the premixing tube and supplying fuel to the inside of the premixing tube ;
Wherein the peripheral wall of the premix tube, allowed to flow into the air to form a plurality of holes that form a swirling flow of air therein along the tangential direction of the peripheral wall,
Inside the peripheral wall, by providing the inner wall of the cylindrical at the peripheral wall by a predetermined distance, a cylindrical gap other end one end of which is closed to form a swirling flow of air in communication with the combustion cylinder constitutes between said peripheral wall and said inner wall,
Air and fuel supplied from the fuel supply means are supplied to the inside of the inner wall from the opening on one end side of the inner wall to become an air-fuel mixture, and become a straight flow along the axial direction of the inner wall inside the inner wall. The gas turbine combustor is fed into the combustion cylinder .

前記内壁の内周面が直円筒形状であることを特徴とする請求項１記載のガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to claim 1, wherein an inner peripheral surface of the inner wall has a right cylindrical shape.

前記燃料供給手段が燃料を空洞状の円錐形に噴射するホロコーンタイプの圧力噴射ノズルであることを特徴とする請求項２記載のガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to claim 2, wherein the fuel supply means is a hollow cone type pressure injection nozzle for injecting fuel into a hollow conical shape.

前記予混合管の他端側を前記燃焼筒と同軸となるように燃焼筒内に突出させたことを特徴とする請求項３記載のガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to claim 3, wherein the other end side of the premixing tube is protruded into the combustion cylinder so as to be coaxial with the combustion cylinder.

前記予混合管の軸方向の長さを、前記圧力噴射ノズルによって噴射される円錐形の燃料が前記予混合管の他端側に当たらないように設定したことを特徴とする請求項４記載のガスタービン燃焼器。 5. The axial length of the premixing tube is set so that conical fuel injected by the pressure injection nozzle does not hit the other end of the premixing tube. Gas turbine combustor.

前記圧力噴射ノズルの周囲に空気の流路を設けたことを特徴とする請求項５記載のガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to claim 5, wherein an air flow path is provided around the pressure injection nozzle.