JPH03144216A

JPH03144216A - ガスタービン燃焼器

Info

Publication number: JPH03144216A
Application number: JP27977489A
Authority: JP
Inventors: Toshio Abe; 安部　利男; Etsuo Sugimoto; 杉本　悦夫; Keiji Takagi; 高木　圭二
Original assignee: Mitsui Engineering and Shipbuilding Co Ltd
Current assignee: Mitsui Engineering and Shipbuilding Co Ltd
Priority date: 1989-10-30
Filing date: 1989-10-30
Publication date: 1991-06-19

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】〔産業上の利用分野〕本発明はガスタービン燃焼器に関する。更に詳しくは、
空気量可変機構が不要であり、かつ省スペース化と燃料
の制御方式の簡潔化を図ったガスタービン燃焼器に関す
る。

〔従来の技術〕

一般に、低ＮＯｘ燃焼は安定燃焼範囲が非常に狭い。し
たがって、ガスタービン燃焼器の広い作動範囲で安定、
かつ低ＮＯｘ燃焼させるためには、予混合気の当量比を
調整するため、燃料と燃焼用空気の流量を調整する複雑
な流量制御が必要である。

他方、燃焼筒の外周部にバイロフト予混合室、第１のメ
イン予混合室および第２のメイン予混合室を同心状に配
設したガスタービン燃焼器が知られている（特開昭６２
−２０６２３７号公報参照）。しかし、このように、燃
焼筒の外周部に多数の予混合室を同心状に配設すると、
タービン燃焼器全体の径が大きくなり、混合促進が悪化
する。また、燃焼筒を冷却するために冷却用空気が多量
に必要になるという問題がある。

また、上記ガスタービン燃焼器は、負荷設定信号によっ
て燃料量を制御しているが、負荷信号は、例えば自動車
用ガスタービンのように、直接信号として取り出せない
場合もあるので、適用範囲が限定されるという問題があ
る。

〔発明が解決しようとする課題〕

本発明は、かかる従来の問題点に鑑みてなされたもので
あり、空気量可変機構が不要であり、かつ省スペース化
と燃料の制御方式の簡潔化を図ったガスタービン燃焼器
を提供することを目的とする。

〔課題を解決するための手段〕

すなわち、本発明のガスタービン燃焼器は、燃焼器の周
囲に、複数の予混合管を前記燃焼器を中心とする一つの
円上に配設すると共に、前記予混合管に供給される燃料
量を燃料供給圧力と圧縮機吐出圧の差圧によって制御す
ることを特徴とするものである。

ここで、予混合管に供給される燃料量を燃料供給圧と圧
縮機吐出圧との差圧によって制御する方式としては、全
燃料量のみを制御する方法と、パイロット燃料とメイン
予混合燃料の流量を並列に制御する方法との二つの方式
がある。

いずれの方式を採用するにしても、ガスタービンの作動
条件と対応している上記差圧を信号としてガスタービン
の燃料配分の制御を行っている本方式の方が直接的であ
り、かつ簡潔である。

上記燃料供給圧力（燃料ノズル前圧）をＰｆ、圧縮機吐
出圧をＣＤＰ、燃焼供給差圧をΔＰｆとすると、燃焼供
給差圧ΔＰｆは、次式で表わされる。すなわち、 ΔＰｆ＝Ｐｆ−ＣＤＰところで、燃料量の制御を行う差圧ΔＰｆが燃料領域で
の燃料と空気との当量比φが複数段燃焼モードで常に０
．３５から０．７で運転されるような値に設定すること
により、燃焼効率の悪化が防止されるとともに、火炎温
度が所定温度以上になることが防止され、ＮＯｘの発生
が低く押さえられる。予混合気の当量比φが０．３５と
いう値は予混合燃焼が行われる希薄下限値であり、これ
より当量比が小さくなると、燃焼効率が悪化する。また
、当量比φが０．７より大きくなると、火炎温度が高く
なり、ＮＯｘが急激に増加する。

また、予混合管の数量は、燃焼器の規模にもよるが、通
常、６本〜１２本が好ましい。

また、バイロフト燃料の割合は定格燃料量の１５〜５０
％が好ましい。バイロフト燃料の割合が定格燃料量の１
５％より小さくなると、予混合燃焼が悪化する。これと
は逆に、パイロット燃料の割合が定格燃料量の５０％よ
り大きくなると、パイロットの拡散燃焼の割合が大きく
なり、ＮＯｘが急激に増加する。

〔実施例〕

以下、図面により本発明の実施例について説明する。

第１図は、本発明にかかるガスタービン燃焼器の要部断
面図であって、ガスタービン燃焼器１は、主として、内
筒２と外筒３から形成されている。また、内筒２内には
、パイロット燃焼室４と、このバイロフト燃焼室４に接
続するメイン燃焼室５が設けられている。また、上記パ
イロット燃焼室４の外周部には、複数本（図では、６本
）の予混合管６１〜６６が設けられている。すなわち、
この予混合管６．〜６６は、第２図に示すように、燃焼
器１の内筒２を中心とする一つの円Ａ上に等間隔に配置
されている。

各予混合管６１〜６６には、メイン燃料ノズル７１〜７
６が配設されている。

そして、上記パイロット燃焼室４には、パイロット燃焼
ノズル８から噴出された燃料がスワラ−９による旋回空
気とともに供給され、そこで拡散燃焼され、高温化した
燃焼ガスがメイン燃焼室５に導入される。

他方、上記予混合管６．〜６６には、メイン燃料ノズル
７□〜７６からそれぞれ燃料が供給され、そこで、空気
と希薄均一混合したあと、注入口１０を通ってメイン燃
焼室５内の高温燃焼ガス中に注入され、そこで、着火燃
焼が行われる。第１図中、１１は点火プラグである。

第３図は、全燃料量のみを制御する方式を示すものであ
り、パイロット燃料ノズル８に連結する管路１２には、
図示しない燃料タンクから前記パイロット燃料ノズル８
に向かって燃料供給量を一括的に制御する全燃料制御弁
１３および第１の圧力計１４が、この順に設けられてい
る。全燃料制御弁１３はガバナ１６によって制御される
が、その前後には、仕切弁１７．１８が設けられている
。

他方、上記管路１２から分岐した６本の管路１９．〜１
９ｇには供給弁２０１〜２０．がそれぞれ設けられてお
り、これらの供給弁の開閉は、第１の圧力計１４が測定
した燃料供給圧Ｐｒと、第２の圧力計２１が測定した圧
縮機吐出圧ＣＤＰとの差圧ΔＰＩによって制御されるよ
うになっている。

そして、ガスタービン燃焼器１の作動時においては、図
示しない圧縮機から吐出した圧縮空気が、図示しない希
釈空気孔、内筒壁冷却空気孔を通過して内筒２内に流入
すると共に、その内筒２内には、スワラ−９及び予混合
管６．〜６６の開放端からも空気が供給される。そして
、各流量比は全負荷にわたってほぼ一定で、各開口面積
によって固定されている。

他方、燃料は、全燃料制御弁１３によって、その流量が
制御され、各管路を経て燃焼器に供給される。すなわち
、タービンの起動に際しては、パイロット燃料ノズル８
からバイロフト燃焼室４内に供給され、そこで、点火プ
ラグ１１によって着火燃焼される。

上記着火が完了し、定格回転数で設定された負荷運転に
なると、第１．第２の供給弁２０１゜２０□が全開し、
パイロット燃焼室４内に第１゜第２のメイン燃焼ノズル
７１．７□からも燃料供給が開始される。そこで、負荷
の増加に応じて全燃料制御弁１３が開方向に制御され、
パイロット燃料ノズル８および第１．第２のメイン燃料
ノズル７１，７□からの燃料流量が次第に増大する。

このようにして、燃料供給圧ＰＩと圧縮機吐出圧ＣＤＰ
との差圧ΔＰｆが予混合気の当量比φの上限（０，７）
に達すると、第３．第４の仕切弁２０．．２０．が全開
する。そして、パイロット燃焼室４内に第３．第４のメ
イン燃焼ノズル７、．７４からも燃料が供給される。し
たがって、パイロット燃焼室４内に流入する燃料がステ
ップ状に増加する（第４図参照）。

更に、負荷が増加すると、その負荷増加に応じて負荷の
増加に応じて全燃料制御弁１３が開方向に制御され、パ
イロット燃料ノズル８および第３．第４のメイン燃料ノ
ズル７、．７４からの燃料流量が次第に増大する。

このようにして、燃料供給圧Ｐｆと圧縮機吐出圧ＣＤＰ
との差圧ΔＰｆが予混合気の当量比φの上限（０，７）
に達すると、第５．第６の供給弁２０５．２０．が全開
する。そして、パイロット燃焼室４内にメイン燃焼ノズ
ル７、。

７６からも燃料が供給される。したがって、パイロット
燃焼室４内に流入する燃料がステップ状に増加する。

一方、負荷が減少し、燃料供給圧Ｐｆと圧縮機吐出圧Ｃ
ＤＰとの差圧ΔＰｆが予混合気の当量比φの下限（０，
３５）に達すると、第５゜第６の供給２０ｓ、２０ｓが
全閉される。したがって、燃焼器への燃料供給は、その
他の燃料供給ノズルから供給されることになり、上記そ
の他の燃料供給ノズルからの燃料供給量がそれぞれステ
ップ状に増加され、燃料供給停止による燃料減少分が供
給弁２０１〜２０．から補充される。同様にして、負荷
が減少し、燃料供給圧Ｐｆと圧縮機吐出圧ＣＤＰとの差
圧ΔＰｆが予混合気の当量比φの下限（０，３５）に達
すると、第３．第４の供給弁２０３，２０４が全閉され
る。したがって、燃焼器への燃料供給は、その他の燃料
供給ノズルから供給されることになり、上記その他の燃
料供給ノズルからの燃料供給量がそれぞれステップ状に
増加され、燃料供給停止による燃料減少分が供給弁２０
．．２０！から補充される。

以上の説明では、ガバナ１６によって全燃料制御弁１３
を制御する場合について説明したが、第５図に示すよう
に、メインの管路１２ａに設けたパイロット燃料制御弁
２２と、前記の管路１２ａから分岐した管１９ａに設け
たメイン燃料制御弁２３とをガバナ１６によって制御す
るようにしてもよい。

また、第６図に示すように、メイン予混合管６１〜６ａ
を内筒２の接線方向に配設してメイン予混合管６１〜６
６から内筒２内に導入される予混合気にスワールを発生
させると、中央部の高温領域が減少するとともに、旋回
による保炎性能が向上し、さらに低ＮＯｘ化と温度分布
の均一化を図ることができる。

また、第７図に示すように、メイン予混合管６、〜６６
の径に大小を持たせて予混合気の貫通距離を変えると、
温度分布の均一化を図ることができる。

さらに、第８図に示すように、メイン予混合管６１〜６
．の流入角度θに大小をつけると、予混合気の流入方向
が変わり、温度分布の均一化を図ることができる。

〔発明の効果〕

上記のように、本発明は、燃焼器の周囲に、複数の予混
合管を前記燃焼器を中心とする一つの円上に配設すると
共に、前記予混合管に供給される燃料量を燃料供給圧力
と圧縮機吐出圧の差圧によって制御するので、空気量可
変機構が不要であり、その分、ガスタービン燃焼器の構
造が簡単になると共に、制御方式が簡単になる。

また、本発明は、予混合管に供給される燃料量を燃料供
給圧力と圧縮機吐出圧の差圧によって制御するから制御
の方式が、従来の負荷設定信号による制御方式より直接
的であり、その分、制御が簡潔になる。また、航空機用
、自動車両用などガスタービン燃焼器として、その適用
範囲が格段に広くなる。

更に、前述した如く、複数の予混合管が燃焼器を中心と
する一つの円上に配設されているから燃焼器全体の径が
従来の予混合型燃焼器に比べて小さくなり、省スペース
化が可能になる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明にかかるガスタービン燃焼器の要部断面
図、第２図は第１図のｎ−ｎ断面図、第３図は本発明の
制御方式の一つを示す説明図、第４図は燃料供給差圧と
燃料量との関係を示す線図、第５図は本発明の制御方式
の他の一つを示す説明図、第６図及び第７図はメイン予
混合管の他の実施例を示す横断面図、第８図はメイン予
混合管の他の実施例を示す縦断面図である。１・・・燃焼器、６．〜６６・・・予混合管、Ａ・・・
円、Ｐｆ・・・燃料供給圧力、ＣＤＰ・・・圧縮機吐出
圧、ΔＰｆ・・・差圧。

Claims

【特許請求の範囲】

燃焼器の周囲に、複数の予混合管を前記燃焼器を中心と
する一つの円上に配設すると共に、前記予混合管に供給
される燃料量を燃料供給圧と圧縮機吐出圧の差圧によっ
て制御することを特徴とするガスタービン燃焼器。