JP7045851B2 - Combustor and gas turbine - Google Patents
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Description
本発明は、燃焼器及びガスタービンに関する。 The present invention relates to a combustor and a gas turbine.
ガスタービンを構成する燃焼器は、圧縮機によって生成された圧縮空気が導入される車室内部に設けられている。燃焼器は、筒状をなす燃焼筒の内部で高温かつ高圧の燃焼ガスを生成する。燃焼器は、燃焼ガスが供給されるタービンの周方向に複数個が互いに隣接するように配置されている。 The combustor constituting the gas turbine is provided in the vehicle interior where the compressed air generated by the compressor is introduced. The combustor produces high-temperature, high-pressure combustion gas inside the tubular combustion cylinder. A plurality of combustors are arranged so as to be adjacent to each other in the circumferential direction of the turbine to which the combustion gas is supplied.
例えば特許文献1には、燃焼器に音響管を取り付けることによって、燃焼器の運転時に発生する燃焼振動を抑制する技術が開示されている。
For example,
ここで、燃焼器では、燃焼ガスが流通する流路内での音波の反射に起因する気柱共鳴が発生する場合がある。この気柱共鳴は、流路内に反射境界が存在することで生成される後退波と進行波とが互いに干渉することで発生する。気柱共鳴が発生すると、複数の燃焼器が連成した音響モードでの燃焼振動が発生する場合がある。 Here, in the combustor, air column resonance may occur due to the reflection of sound waves in the flow path through which the combustion gas flows. This air column resonance occurs when the receding wave and the traveling wave generated by the existence of the reflection boundary in the flow path interfere with each other. When air column resonance occurs, combustion vibration in an acoustic mode in which a plurality of combustors are coupled may occur.
本発明はこのような課題に鑑みてなされたものであって、気柱共鳴に基づく燃焼振動を効果的に抑制することができる燃焼器及びガスタービンを提供することを目的とする。 The present invention has been made in view of such a problem, and an object of the present invention is to provide a combustor and a gas turbine capable of effectively suppressing combustion vibration based on air column resonance.
本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用している。
即ち、本発明の一態様に係る燃焼器は燃料を噴射する燃料ノズル、及び、前記燃料が燃焼することで生成される燃焼ガスが流通するとともに下流側の端部である出口がタービンの入口に接続される燃焼筒を有する燃焼器本体と、前記燃焼筒の前記出口と前記タービンの入口との境界に接するように前記燃焼器の外周側から一端が接続された導入管、及び、該導入管の他端に接続されて該導入管内の流路から広がる音響空間を内側に形成するチャンバを有する音響デバイスと、を備える。
The present invention employs the following means in order to solve the above problems.
That is, in the combustor according to one aspect of the present invention, a fuel nozzle for injecting fuel and a combustion gas generated by combustion of the fuel flow through and an outlet at the downstream end is at the inlet of the turbine. A combustor body having a combustor cylinder to be connected, an introduction pipe having one end connected from the outer peripheral side of the combustor so as to be in contact with the boundary between the outlet of the combustion cylinder and the inlet of the turbine, and the introduction pipe. It comprises an acoustic device having a chamber connected to the other end of the tube and forming an acoustic space inside which extends from a flow path in the introduction tube.
一般に、相対的に流路断面積の小さい燃焼筒内の空間と相対的に流路断面積の大きいタービン内の空間とでは、音響インピーダンスが大きく異なる。このように音響インピーダンスが異なる空間の間の音響的な境界は、進行波が反射されることで生成される後退波のエネルギーが大きい反射境界とされる。即ち、燃焼器本体の末端である燃焼筒の出口は、反射境界とされる。
本態様では、燃焼筒の出口に音響デバイスの導入管の一端が接続されている。そのため、上記境界の音響インピーダンスを直接的に調整することができる。特に、音響デバイスによって上記境界の音響インピーダンスをρc(ρは燃焼ガスの密度、cは燃焼ガスの速度)に近づけることによって、上記境界を無反射境界とすることができる。これによって、後退波の生成を抑えることができる。
また、導入管の他端には該導入管の流路よりも広がる音響空間を有するチャンバが接続されている。そのため、音響デバイスに導入される音圧による該音響デバイス内の流体の変位は、チャンバを有していない場に比べて小さくなる。その結果、音響デバイスでの音響抵抗を小さくすることができるため、該音響デバイスによる上記境界での音響インピーダンスの調整幅を大きくすることができる。
In general, the acoustic impedance is significantly different between the space in the combustion cylinder having a relatively small flow path cross section and the space in the turbine having a relatively large flow path cross section. The acoustic boundary between spaces having different acoustic impedances is a reflection boundary in which the energy of the receding wave generated by the reflection of the traveling wave is large. That is, the outlet of the combustion cylinder, which is the end of the combustor body, is regarded as the reflection boundary.
In this embodiment, one end of the introduction pipe of the acoustic device is connected to the outlet of the combustion cylinder. Therefore, the acoustic impedance at the boundary can be directly adjusted. In particular, the boundary can be made a non-reflective boundary by bringing the acoustic impedance of the boundary close to ρc (ρ is the density of the combustion gas and c is the velocity of the combustion gas) by the acoustic device. This makes it possible to suppress the generation of receding waves.
Further, a chamber having an acoustic space wider than the flow path of the introduction pipe is connected to the other end of the introduction pipe. Therefore, the displacement of the fluid in the acoustic device due to the sound pressure introduced into the acoustic device is smaller than that in the field without the chamber. As a result, since the acoustic resistance of the acoustic device can be reduced, the adjustment range of the acoustic impedance at the boundary by the acoustic device can be increased.
本発明の一態様に係るガスタービンは、上記いずれかの燃焼器と、前記燃焼器が生成する燃焼ガスによって駆動されるタービンと、を備える。 The gas turbine according to one aspect of the present invention includes any of the above combustors and a turbine driven by the combustion gas generated by the combustors.
本発明によれば、気柱共鳴に基づく燃焼振動を効果的に抑制することができる。 According to the present invention, combustion vibration based on air column resonance can be effectively suppressed.
以下、本発明に係る第一実施形態について図1から図4を参照して詳細に説明する。
図1に示すように、本実施形態に係るガスタービン1は、高圧空気を生成する圧縮機10と、燃焼ガスによって駆動されるタービン30と、高圧空気に燃料を混合して燃焼させることで燃焼ガスを生成する燃焼器40とを備えている。
Hereinafter, the first embodiment according to the present invention will be described in detail with reference to FIGS. 1 to 4.
As shown in FIG. 1, the
圧縮機10は、軸線O回りに回転する圧縮機ロータ11と、圧縮機ロータ11を外周側から覆う圧縮機ケーシング12と、を有している。圧縮機ロータ11は、軸線Oに沿って延びる柱状をなしている。圧縮機ロータ11の外周面上には、軸線O方向に間隔をあけて配列された複数の圧縮機動翼段13が設けられている。各圧縮機動翼段13は、圧縮機ロータ11の外周面上で軸線Oの周方向に間隔をあけて配列された複数の圧縮機動翼14を有している。
The
圧縮機ケーシング12は、軸線Oを中心とする筒状をなしている。圧縮機ケーシング12の内周面には、軸線O方向に間隔をあけて配列された複数の圧縮機静翼段15が設けられている。これらの圧縮機静翼段15は、上記の圧縮機動翼段13に対して、軸線O方向から見て交互に配列されている。各圧縮機静翼段15は、圧縮機ケーシング12の内周面上で、軸線Oの周方向に間隔をあけて配列された複数の圧縮機静翼16を有している。
The
タービン30は、軸線O回りに回転するタービンロータ31と、タービンロータ31を外周側から覆うタービンケーシング32と、を有している。タービンロータ31は、軸線Oに沿って延びる柱状をなしている。タービンロータ31の外周面上には、軸線O方向に間隔をあけて配列された複数のタービン動翼段33が設けられている。各タービン動翼段33は、タービンロータ31の外周面上で、軸線Oの周方向に間隔をあけて配列された複数のタービン動翼を有している。このタービンロータ31は、上記の圧縮機ロータ11に対して軸線O方向に一体に連結されることで、ガスタービンロータ2を形成する。
The
タービンケーシング32は、軸線Oを中心とする筒状をなしている。タービンケーシング32の内周面には、軸線O方向に間隔をあけて配列された複数のタービン静翼段35が設けられている。これらのタービン静翼段35は、各タービン動翼段33の上流側にこれら各タービン動翼段33に一対一で対応するように設けられている。これにより、タービン静翼段35とタービン動翼段33は軸線O方向に交互に配置されている。各タービン静翼段35は、タービンケーシング32の内周面上で、軸線Oの周方向に間隔をあけて配列された複数のタービン静翼を有している。タービンケーシング32は、上記の圧縮機ケーシング12に対して軸線O方向に連結されることで、ガスタービンケーシング3を形成する。すなわち、上記のガスタービンロータ2は、このガスタービンケーシング3内で、軸線O回りに一体に回転可能とされている。
The
次に燃焼器40について図2を参照して説明する。燃焼器40は、ガスタービンケーシング3における圧縮機ケーシング12とタービンケーシング32との連結部分の内側に形成された車室内空間R内に設けられている。燃焼器40は、軸線Oの周方向に間隔をあけて複数が設けられている。本実施形態の燃焼器40は、燃焼器本体41と該燃焼器本体41に接続された音響デバイス50とから構成されている。
Next, the
燃焼器本体41は、ノズル支持筒42、燃料ノズル43及び燃焼筒44を有している。
ノズル支持筒42は、円筒状の部材であって該筒状の一端が圧縮機ケーシング12に固定されている。ノズル支持筒42は、圧縮機ケーシング12との固定箇所から、車室内空間Rの内側に向かって延びている。ノズル支持筒42は、軸線O方向一方側(図2における右側)に向かうに従って径方向内側に向かって延びるように傾斜した姿勢で配置されている。ノズル支持筒42における圧縮機ケーシング12との固定箇所側の部分には、車室内空間Rからノズル支持筒42内に高圧空気を導入可能な連通部が形成されている。
The combustor
The
燃料ノズル43は、ノズル支持筒42内で該ノズル支持筒42に支持されるように設けられている。燃料ノズル43は、ノズル支持筒42の延在方向に平行な棒状をなしている。燃料ノズル43は、ノズル支持筒42内で互いに間隔をあけて複数が設けられている。燃料ノズル43は、外部から導入される燃料をノズル支持筒42内で噴出する。本実施形態では燃料ノズル43として、ノズル支持筒42の中心に配置されたパイロットノズル43a、及び、該パイロットノズル43aの外周側でノズル支持筒42の周方向に間隔をあけて複数が配置された複数のメインノズル43bが設けられている。
The
燃焼筒44は、筒状をなす部材であって、ノズル支持筒42の下流側の端部(圧縮機ケーシング12との固定箇所とは反対側の端部)に該ノズル支持筒42内に連通するように設けられている。燃焼筒44は、ノズル支持筒42と同様に、軸線O方向一方側に向かうに従って径方向内側に向かって延びている。燃焼筒44の上流側の端部は、ノズル支持筒42に接続されており、燃焼筒44の下流側の端部は、タービン30の入口に接続されている。燃料筒の下流側の端部を含む部分は、軸線O方向に沿うように屈曲している。
The
燃焼筒44の上流側の端部は、ノズル支持筒42と同様に断面形状が円形をなしている。燃焼筒44の下流側の端部の断面形状は、軸線Oの周方向及び径方向にそれぞれ辺が延びる矩形状をなしている。燃焼筒44の断面形状は、上流側から下流側に向かうにしたがって、円形状から矩形状に徐々に遷移している。
The upstream end of the
圧縮機10で生成された高圧空気は、ノズル支持筒42の連通部を介して該ノズル支持筒42内に導入される。そして、当該高圧空気と燃料ノズル43から噴出された燃料とがノズル支持筒42内で混合されることで予混合ガスとなる。そして、燃焼筒44内で予混合ガスが燃焼することで高温高圧の燃焼ガスGが生成される。燃焼ガスGは、燃焼筒44内を下流側に向かって流通する。そして、燃焼ガスGは、燃焼筒44の下流側の端部を出口45として、タービン30に導入される。燃焼筒44の出口45はタービン30の入口でもある。
The high-pressure air generated by the
次に音響デバイス50について説明する。音響デバイス50は、燃焼器本体41における燃焼筒44に接続されるように設けられている。音響デバイス50はいわゆるρcチャンバであって、導入管51及びチャンバ52を有している。
Next, the
導入管51は、管状をなす部材である。導入管51の一端は、燃焼筒44の外周側から燃焼筒44に接続されている。導入管51の内側の流路と燃焼筒44の内側の空間とは互いに連通状態とされている。即ち、燃焼筒44には内外を連通する開口が形成されており、当該開口に導入管51の一端が接続されている。導入管51の流路断面積は、延在方向の全域にわたって一定とされている。
The
本実施形態では、導入管51の一端は、燃焼筒44の出口45に該燃焼筒44の外周側から接続されている。導入管51の一端は、燃焼筒44の下流側の端部に接するように該燃焼筒44に接続されている。導入管51の内部の空間は、軸線Oの径方向から見て燃焼筒44の出口45と重なる位置に配置されている。
In the present embodiment, one end of the
導入管51の一端は燃焼筒44の外周面における軸線Oの径方向内側の部分に接続されている。導入管51は、一端から燃焼筒44の上流側に屈曲するように延びている。導入管51の他端は、燃焼筒44の上流側に開口している。
One end of the
チャンバ52は、内側の空間が音響空間とされた箱状の部材である。チャンバ52は、導入管51の他端に接続されている。チャンバ52の音響空間と導入管51内の流路とは導入管51の他端を介して連通状態とされている。
The
チャンバ52における音響空間は、導入管51内の流路から広がるように形成されている。導入管51の流路断面積を基準とすると、導入管51内から音響空間内に移行した際に流路断面積は急激に大きくなる。即ち、チャンバ52の流路断面積(導入管51の他端の開口の延長方向を流路方向とした場合に当該流路方向に直交する断面積)は、導入管51よりも十分に大きい。チャンバ52の容積は、導入管51の容積よりも十分に大きい。
The acoustic space in the
本実施形態のチャンバ52は、燃焼筒44の外周面における軸線Oの径方向内側を向く部分に一体に固定されている。チャンバ52は、導入管51よりも燃焼筒44の上流側の部分に固定されている。チャンバ52の音響空間と燃焼筒44内の空間とは直接的に連通していない。チャンバ52の音響空間は、導入管51を介してのみ、燃焼筒44内の空間と連通されている。
The
次に上記構成のガスタービン及び燃焼器40の作用効果について説明する。
ガスタービン1を運転するに当たっては、まず外部の駆動源によって圧縮機ロータ11(ガスタービンロータ2)を回転駆動する。圧縮機ロータ11の回転に伴って外部の空気が順次圧縮され、高圧空気が生成される。この高圧空気は、圧縮機ケーシング12内部の空間を通じて燃焼器400内に供給される。
Next, the action and effect of the gas turbine and the
In operating the
燃焼器本体41の燃焼筒44内では、燃料ノズル4343から供給された燃料が高圧空気に混合されて燃焼し、高温高圧の燃焼ガスGが生成される。燃焼ガスGは、燃焼筒44内を下流側に進行し燃焼筒44の出口45を介してタービン30内に導入される。タービン30内では、タービン静翼段34及びタービン動翼段33に燃焼ガスGが順次衝突することで、タービンロータ31(ガスタービンロータ2)に対して回転駆動力が与えられる。この回転エネルギーは、軸端に連結された発電機P等の駆動に利用される。そして、燃焼ガスGは、最終段のタービン動翼段33を経て、排気ディフューザを介して外部に排出される。
In the
ここで一般に、相対的に流路断面積の小さい燃焼筒44内の空間と相対的に流路断面積の大きいタービン30内の空間とでは、音響インピーダンスが大きく異なる。このように音響インピーダンスが異なる空間の間の音響的な境界は、進行波が反射されることで生成される後退波のエネルギーが大きい反射境界とされる。図3(a)に示すように、仮に音響デバイス50を備えていない構成とした場合、燃焼器本体41の末端である燃焼筒44の出口45は、反射境界とされる。このような反射境界が存在すると、燃焼筒44内の下流側に向かって進む進行波が反射境界で反射することで進行波とは逆向きに進む後退波が発生する。そして、進行波と後退波とが互いに干渉することで気柱共鳴が発生する結果、複数の燃焼器40が連成した音響モードでの燃焼振動が発生する場合がある。
Here, in general, the acoustic impedance is significantly different between the space in the
これに対して、本実施形態では音響デバイス50が設けられているため、反射境界を無反射境界に近づけることができ、これによって後退波の発生を抑制できる。
即ち、図3(b)に示すように、燃焼筒44固有の出口45における流路断面積をA0、音響インピーダンスをZ0とする。音響デバイス50の断面積をA1、音響インピーダンスをZ1とする。そして、音響デバイス50が設けられたことによって変化した燃焼筒44の出口45における音響インピーダンスをZ01とすると、以下(1)式が成立する。
On the other hand, since the
That is, as shown in FIG. 3B, the cross-sectional area of the flow path at the
ここで、Z01の値がρcとなれば、燃焼筒44の出口45は無反射境界となる。ここで、ρは燃焼ガスGの密度、cは燃焼ガスGの速度である。したがって、燃焼デバイスの設計を、Z01がρcに近づくように設計を行うことで、燃焼筒44の出口45を無反射境界に近づけることができる。その結果、後退波の生成を抑え、気柱共鳴及び燃焼振動の発生を抑制することができる。
Here, if the value of Z 01 is ρc, the
なお、音響インピーダンスは一般的に実数と虚数との和をして表すことができる。燃焼筒44の出口45は、タービン側の広い空間に対して開とされているため、音圧はゼロに近く、虚数部もゼロに近くなる。したがって、上記Z0を実数として見なすことができる。したがって、音響インピーダンスZ01をρcに近づける設計をする際に、Z0の虚数の影響を考慮する必要がない。そのため、設計をより容易に行うことができる。
The acoustic impedance can generally be expressed by summing a real number and an imaginary number. Since the
ここで仮に、例えば図4(a)に示すように、本実施形態の音響デバイス50に変えて一様な断面形状(延在方向に直交する断面形状)の音響管100を用いた場合、音響デバイス100に導入される音圧による該音響管内の流体の体積変位ΔVは、比較的大きなものとなる。このように音響管内の体積変位ΔVが大きいと、音圧の周波数によっては音響管に導入される音圧の音響抵抗が大きくなる。即ち、図4(b)に示すように、音圧が共鳴周波数(音響管の長さに対応する値)付近の場合には、燃焼筒44の出口45での音響インピーダンスZ1を小さくできるものの、共鳴周波数から少しでも外れれば、音響インピーダンスZ1を小さくすることはできない。即ち、適用範囲が非常に狭いものとなる。
Here, for example, as shown in FIG. 4A, when an
これに対して本実施形態では、図5(a)に示すように、導入管51の他端には該導入管51の流路よりも広がる音響空間を有するチャンバ52が接続されている。そのため、音響デバイス50に導入される音圧による該チャンバ52内の流体の体積変位ΔVは、比較的小さなものとなり、音響デバイス50での音響抵抗を小さくすることができる。即ち、図5(b)に示すように、音圧が共鳴周波数付近のみではなく、幅広い周波数の範囲において燃焼器40で出口45での音響インピーダンスZ1を小さくすることができる。これによって、音響インピーダンスの調整幅を大きくすることができ、よりブロードな設計を行うことが可能となる。
On the other hand, in the present embodiment, as shown in FIG. 5A, a
次に本発明の第二実施形態に係る燃焼器40を備えたガスタービンについて図6を用いて説明する。第二実施形態では第一実施形態と同様の構成要素には、同一の符号を付して詳細な説明を省略する。
第二実施形態の音響デバイス60は、第一実施形態の導入管51及びチャンバ52と同様の導入管61及びチャンバ62を備えているが、導入管61の一端の接続箇所が第一実施形態とは相違する。
Next, the gas turbine provided with the
The
即ち、第二実施形態の音響デバイス60における導入管61の一端は、燃焼筒44の延在方向の範囲うち燃焼筒44の出口45から上流側に向かって燃焼振動の波長の1/4波長の領域Aに接続されている。
That is, one end of the
燃焼筒44内における上記領域Aは、比較的音圧が高く、かつ、燃焼振動の波長が同位相の範囲となる。このような領域Aに音響デバイス60の導入管61を接続することにより、当該接続箇所での音響インピーダンスの調整が設計上容易である。即ち、領域Aにおいては、音響デバイス60を設けない場合の燃焼筒44固有の音響インピーダンスの虚数の影響が小さい。そのため、音響インピーダンスZ01をρcに近づける設計をする際に、Z0の虚数の影響を考慮する必要がない。したがって、設計をより容易に行うことができる。
In the region A in the
次に本発明の第三実施形態に係る燃焼器40を備えたガスタービンについて図7を用いて説明する。第三実施形態では第一実施形態と同様の構成要素には、同一の符号を付して詳細な説明を省略する。
第三実施形態の音響デバイス70は、第一実施形態の導入管51及びチャンバ52と同様の導入管71及びチャンバ72を備えているが、導入管71の一端の接続箇所が第一実施形態とは相違する。
Next, the gas turbine provided with the
The
即ち、第三実施形態の音響デバイス70の導入管71の一端は、燃焼筒44の延在方向の範囲のうち、該燃焼筒44の内側の燃焼領域Cよりも下流側の非燃焼領域Nに外周側から接続されている。燃焼筒44の内側の空間における燃焼領域Cよりも下流側の部分は、燃焼反応がない非燃焼領域Nとなる。また、燃焼領域Cと非燃焼領域Nとの境界は、燃焼反応の末端の火炎面Fとなる。
That is, one end of the
燃焼筒44内の燃焼領域Cでは燃焼反応が行われているため上記ρ及びcは随時変動している。ρ及びcの値は安定しない。一方、燃焼領域Cの下流側、即ち、火炎面Fよりも下流側の非燃焼領域Nでは、燃焼反応がないため、ρ及びcが安定している。このような領域に音響デバイス70の導入管71を接続することにより、当該接続箇所での音響インピーダンスの調整を容易に行うことができる。即ち、燃焼筒44における音響デバイス70を接続した箇所の音響インピーダンスを容易にρcに近づけることができる。これによって、燃料領域の下流側に反射境界が存在する場合には、当該反射境界を無反射境界に容易に近づけることができる。
Since the combustion reaction is carried out in the combustion region C in the
次に本発明の第四実施形態に係る燃焼器40を備えたガスタービン1について図8を用いて説明する。第三実施形態では第一実施形態と同様の構成要素には、同一の符号を付して詳細な説明を省略する。
第四実施形態の音響デバイス80は、、第一実施形態の導入管51及びチャンバ52と同様の導入管81及びチャンバ82を備えているが、導入管81の一端の接続箇所が第一実施形態とは相違する。
Next, the
The
第四実施形態の音響デバイス80の導入管81の一端は、タービン30の流路内に直接的に接続されている。燃焼筒44の出口45が接続されるタービン30の流路は、軸線Oを中心とした環状をなしている。燃焼筒44の出口45が、上記タービン30の流路の入口となる。
本実施形態では、当該流路に設けられた第一段目のタービン静翼段34(第一段静翼)と該第一断面のタービン静翼段34のすぐ下流側の第一段目のタービン動翼段33(第一段動翼)との間の領域に、導入管81の一端が接続されている。本実施形態では、タービン30の環状の流路における径方向内側から導入管81の一端が接続されている。
なお、図8に示すように、第四実施形態の音響デバイス80のチャンバ82は、燃焼筒44に固定されることなく、一部が車室内空間Rに設けられている。当該チャンバ82が第一~第三実施形態同様、燃焼筒44に固定されていてもよい。
One end of the
In the present embodiment, the first stage turbine blade stage 34 (first stage blade) provided in the flow path and the first stage immediately downstream of the
As shown in FIG. 8, the
タービン30の流路内における第一段目のタービン静翼段34と第一段目のタービン動翼段33の間の領域では、第一段目のタービン動翼段33により燃焼ガスGの流速が急激に上昇する。そのため、当該領域では、音響インピーダンスが大きく変化する。したがって、このような領域には音響的な境界として反射境界が生成される場合がある。
本実施形態では、このような第一段目のタービン静翼段34と第一段目のタービン動翼段33との間の領域に音響デバイス80の導入管81の一端が接続されているため、上記境界の音響インピーダンスを直接的に調整することができる。これによって、後退波の生成を抑えることができる。
In the region between the first stage
In the present embodiment, one end of the
以上、本発明の実施の形態について説明したが、本発明はこれに限定されることなく、その発明の技術的思想を逸脱しない範囲で適宜変更可能である。
例えば、音響デバイス50,60,70,80における導入管51及びチャンバ52の形状は第一~第四実施形態で示した構成に限定されることはない。これらの形状は適宜変更することが可能である。
Although the embodiments of the present invention have been described above, the present invention is not limited thereto and can be appropriately modified without departing from the technical idea of the invention.
For example, the shapes of the
1 ガスタービン
2 ガスタービンロータ
3 ガスタービンケーシング
10 圧縮機
11 圧縮機ロータ
12 圧縮機ケーシング
13 圧縮機動翼段
14 圧縮機動翼
15 圧縮機静翼段
16 圧縮機静翼
30 タービン
31 タービンロータ
32 タービンケーシング
33 タービン動翼段
34 タービン静翼段
40 燃焼器
41 燃焼器本体
42 ノズル支持筒
43 燃料ノズル
43a パイロットノズル
43b メインノズル
44 燃焼筒
45 出口
50 音響デバイス
51 導入管
52 チャンバ
60 音響デバイス
61 導入管
62 チャンバ
70 音響デバイス
71 導入管
72 チャンバ
80 音響デバイス
81 導入管
82 チャンバ
O 軸線
R 車室内空間
G 燃焼ガス
A 領域
C 燃焼領域
N 非燃焼領域
F 火炎面
P 発電機
1 Gas turbine 2
Claims (2)
前記燃焼筒の前記出口と前記タービンの入口との境界に接するように前記燃焼器の外周側から一端が接続された導入管、及び、該導入管の他端に接続されて該導入管内の流路から広がる音響空間を内側に形成するチャンバを有する音響デバイスと、
を備える燃焼器。 A combustor body having a fuel nozzle for injecting fuel and a combustion cylinder having a combustion cylinder in which a combustion gas generated by burning the fuel flows and an outlet at a downstream end is connected to an inlet of a turbine.
An introduction pipe to which one end is connected from the outer peripheral side of the combustor so as to be in contact with the boundary between the outlet of the combustion cylinder and the inlet of the turbine, and a flow in the introduction pipe connected to the other end of the introduction pipe. An acoustic device with a chamber that forms an acoustic space inside that extends from the road,
Combustor equipped with.
前記燃焼器が生成する燃焼ガスによって駆動されるタービンと、
を備えるガスタービン。 The combustor according to claim 1 and
A turbine driven by the combustion gas generated by the combustor,
A gas turbine equipped with.
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