JPH05332512A - ガスタービン燃焼器用バーナ - Google Patents
ガスタービン燃焼器用バーナInfo
- Publication number
- JPH05332512A JPH05332512A JP13873392A JP13873392A JPH05332512A JP H05332512 A JPH05332512 A JP H05332512A JP 13873392 A JP13873392 A JP 13873392A JP 13873392 A JP13873392 A JP 13873392A JP H05332512 A JPH05332512 A JP H05332512A
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- Japan
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- flame
- nozzle
- gas
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 ガス燃料を燃焼させる予混合型メインノズル
と、それらが形成する稀薄予混合炎の安定着火を維持す
るパイロットノズルとを有する燃焼器用バーナにおいて
ＮＯX 発生量を大幅に低減させること。 【構成】 パイロットノズル（０１）の外側に外管（３
１）を設けて、その間の環状断面通路（３７）にパイロ
ットノズル用予混合空気（３２）を供給する。ガス燃料
（１２）が噴孔（２０），（３４）から噴出すると、空
気（３２）を吸引して濃予混合気（３３）を形成し、こ
れがパイロットノズル用バーナスロート（０３）に噴出
して、着火性に優れ、ＮＯX 発生量が少ない濃予混合気
炎（３５）を形成する。またパイロットノズル外管（３
１）の外周の旋回翼の後流部にディフューザ板（３６）
を設けることにより、拡散炎なみの火炎長とし、保炎性
能を維持する。
と、それらが形成する稀薄予混合炎の安定着火を維持す
るパイロットノズルとを有する燃焼器用バーナにおいて
ＮＯX 発生量を大幅に低減させること。 【構成】 パイロットノズル（０１）の外側に外管（３
１）を設けて、その間の環状断面通路（３７）にパイロ
ットノズル用予混合空気（３２）を供給する。ガス燃料
（１２）が噴孔（２０），（３４）から噴出すると、空
気（３２）を吸引して濃予混合気（３３）を形成し、こ
れがパイロットノズル用バーナスロート（０３）に噴出
して、着火性に優れ、ＮＯX 発生量が少ない濃予混合気
炎（３５）を形成する。またパイロットノズル外管（３
１）の外周の旋回翼の後流部にディフューザ板（３６）
を設けることにより、拡散炎なみの火炎長とし、保炎性
能を維持する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ガス燃料を燃焼させる
予混合型メインノズルと、それらが形成する稀薄予混合
炎の安定着火を維持するためのパイロットノズルとを有
するガスタービン燃焼器用バーナに関する。
予混合型メインノズルと、それらが形成する稀薄予混合
炎の安定着火を維持するためのパイロットノズルとを有
するガスタービン燃焼器用バーナに関する。
【０００２】
（構成）図２は、本発明の前提となる従来のガスタービ
ン燃焼器用バーナの一例を示す縦断面図、図３は図２中
のパイロットノズルを示す拡大縦断面図、図４は図２中
の予混合型メインノズルを示す拡大縦断面図である。こ
れらの図において、（０１）はパイロットノズル、（０
２）は予混合型メインノズル、（０３）はパイロットノ
ズル用バーナスロート、（０４）は予混合型メインノズ
ル用バーナスロート、（０５）は燃焼器、（０６）は燃
焼室、（０７）は燃焼用空気、（０８）はパイロットノ
ズル用１次空気、（０９）は予混合型メインノズル用１
次空気、（１０）は２次空気、（１１）はガス燃料、
（１２）はパイロットノズル用ガス燃料、（１３）は予
混合型メインノズル用ガス燃料、（１４）はガスタービ
ン駆動用排ガス、（１５）はガスタービン室、（１６）
は拡散炎、（１７）は予混合炎、（１８）は旋回翼、
（１９）は着火電極、（２０）はパイロットノズル用ガ
ス燃料噴孔、（２１）は予混合型メインノズル用ガス燃
料噴孔をそれぞれ示す。
ン燃焼器用バーナの一例を示す縦断面図、図３は図２中
のパイロットノズルを示す拡大縦断面図、図４は図２中
の予混合型メインノズルを示す拡大縦断面図である。こ
れらの図において、（０１）はパイロットノズル、（０
２）は予混合型メインノズル、（０３）はパイロットノ
ズル用バーナスロート、（０４）は予混合型メインノズ
ル用バーナスロート、（０５）は燃焼器、（０６）は燃
焼室、（０７）は燃焼用空気、（０８）はパイロットノ
ズル用１次空気、（０９）は予混合型メインノズル用１
次空気、（１０）は２次空気、（１１）はガス燃料、
（１２）はパイロットノズル用ガス燃料、（１３）は予
混合型メインノズル用ガス燃料、（１４）はガスタービ
ン駆動用排ガス、（１５）はガスタービン室、（１６）
は拡散炎、（１７）は予混合炎、（１８）は旋回翼、
（１９）は着火電極、（２０）はパイロットノズル用ガ
ス燃料噴孔、（２１）は予混合型メインノズル用ガス燃
料噴孔をそれぞれ示す。
【０００３】パイロットノズル（０１）とパイロットノ
ズル用バーナスロート（０３）とによって形成される環
状空気通路には旋回翼（１８）が設けられ、更に図３に
示されるとおり、パイロットノズル（０１）の先端近く
には着火電極（１９）が設けられている。図示されてな
い空気圧圧縮機から送られてきた燃焼用空気（０７）
は、パイロットノズル用１次空気（０８）、予混合型メ
インノズル用１次空気（０９）および２次空気（１０）
の３系統に分けられ、それぞれパイロットノズル（０
１）、予混合型メインノズル（０２）および燃焼器（０
５）へ送り込まれる。また、図示されてないガス燃料供
給設備から送り込まれて来たガス燃料（１１）は、パイ
ロットノズル用ガス燃料（１２）と予混合型メインノズ
ル用ガス燃料（１３）に分けられる。
ズル用バーナスロート（０３）とによって形成される環
状空気通路には旋回翼（１８）が設けられ、更に図３に
示されるとおり、パイロットノズル（０１）の先端近く
には着火電極（１９）が設けられている。図示されてな
い空気圧圧縮機から送られてきた燃焼用空気（０７）
は、パイロットノズル用１次空気（０８）、予混合型メ
インノズル用１次空気（０９）および２次空気（１０）
の３系統に分けられ、それぞれパイロットノズル（０
１）、予混合型メインノズル（０２）および燃焼器（０
５）へ送り込まれる。また、図示されてないガス燃料供
給設備から送り込まれて来たガス燃料（１１）は、パイ
ロットノズル用ガス燃料（１２）と予混合型メインノズ
ル用ガス燃料（１３）に分けられる。
【０００４】パイロットノズル用ガス燃料（１２）はパ
イロットノズル（０１）へ送り込まれ、パイロットノズ
ル（０１）先端のパイロットノズル用ガス燃料噴孔（２
０）からパイロットノズル用バーナスロート（０３）へ
噴射される。一方パイロットノズル用１次空気（０８）
は、旋回翼（１８）を通してパイロットノズル用バーナ
スロート（０３）へ吹き込まれる。パイロットノズル用
ガス燃料（１２）は着火電極（１９）によって着火し、
パイロットノズル用１次空気（０８）と拡散混合しなが
ら火炎を形成して燃焼を継続するが、この形成される火
炎は拡散炎（１６）である。
イロットノズル（０１）へ送り込まれ、パイロットノズ
ル（０１）先端のパイロットノズル用ガス燃料噴孔（２
０）からパイロットノズル用バーナスロート（０３）へ
噴射される。一方パイロットノズル用１次空気（０８）
は、旋回翼（１８）を通してパイロットノズル用バーナ
スロート（０３）へ吹き込まれる。パイロットノズル用
ガス燃料（１２）は着火電極（１９）によって着火し、
パイロットノズル用１次空気（０８）と拡散混合しなが
ら火炎を形成して燃焼を継続するが、この形成される火
炎は拡散炎（１６）である。
【０００５】予混合型メインノズル用ガス燃料（１３）
は予混合型メインノズル（０２）へ送り込まれ、予混合
型メインノズル（０２）の先端に穿孔された予混合型メ
インノズル用ガス燃料噴孔（２１）から予混合型メイン
ノズル用バーナスロート(04)へ噴射されるが、その噴射
方向は、別途予混合型メインノズル（０２）の外周部か
ら同バーナスロート（０４）へ送り込まれて来る予混合
型メインノズル用１次空気（０９）との混合を迅速かつ
効果的に行なわせるため、予混合型メインノズル用１次
空気（０９）流に対してほぼ直角に吹込むようになって
いる。
は予混合型メインノズル（０２）へ送り込まれ、予混合
型メインノズル（０２）の先端に穿孔された予混合型メ
インノズル用ガス燃料噴孔（２１）から予混合型メイン
ノズル用バーナスロート(04)へ噴射されるが、その噴射
方向は、別途予混合型メインノズル（０２）の外周部か
ら同バーナスロート（０４）へ送り込まれて来る予混合
型メインノズル用１次空気（０９）との混合を迅速かつ
効果的に行なわせるため、予混合型メインノズル用１次
空気（０９）流に対してほぼ直角に吹込むようになって
いる。
【０００６】このようにして予混合型メインノズル用バ
ーナスロート（０４）内へ吹込まれた予混合型メインノ
ズル用ガス燃料（１３）と予混合型メインノズル用１次
空気（０９）は、予混合型メインノズル用バーナスロー
ト（０４）内で充分に混合した後、燃焼室（０６）内へ
吹込まれて、パイロットノズル（０１）が形成する拡散
炎（１６）によって着火し予混合炎（１７）を形成す
る。
ーナスロート（０４）内へ吹込まれた予混合型メインノ
ズル用ガス燃料（１３）と予混合型メインノズル用１次
空気（０９）は、予混合型メインノズル用バーナスロー
ト（０４）内で充分に混合した後、燃焼室（０６）内へ
吹込まれて、パイロットノズル（０１）が形成する拡散
炎（１６）によって着火し予混合炎（１７）を形成す
る。
【０００７】予混合型メインノズル（０２）が形成する
予混合炎（１７）は、予混合ガスの吹出し速度が早い上
に保炎器を有しないため、それ自身で保炎することは困
難である。また、予混合型メインノズル（０２）に保炎
器を設けて着火点を近づけると、予混合ガスが他場所へ
逆流した場合の逆火や、予混合型メインノズル（０
２）、予混合型メインノズル用バーナスロート（０
４）、保炎器等の燃損が懸念される。したがって、予混
合型メインノズル（０２）が形成する予混合炎（１７）
の着火安定の維持は、パイロットノズル（０１）が形成
する拡散炎（１６）によって行なうことになる。
予混合炎（１７）は、予混合ガスの吹出し速度が早い上
に保炎器を有しないため、それ自身で保炎することは困
難である。また、予混合型メインノズル（０２）に保炎
器を設けて着火点を近づけると、予混合ガスが他場所へ
逆流した場合の逆火や、予混合型メインノズル（０
２）、予混合型メインノズル用バーナスロート（０
４）、保炎器等の燃損が懸念される。したがって、予混
合型メインノズル（０２）が形成する予混合炎（１７）
の着火安定の維持は、パイロットノズル（０１）が形成
する拡散炎（１６）によって行なうことになる。
【０００８】通常、ガスタービン燃焼器用バーナにおい
ては、予混合型メインノズル用ガス燃料（１３）の燃料
配分割合は全ガス燃料（１１）の９０％以上であり、パ
イロットノズル用ガス燃料（１２）は全体の数％に過ぎ
ないが、、パイロットノズル（０１）の性能は特に優れ
たものが要求される。
ては、予混合型メインノズル用ガス燃料（１３）の燃料
配分割合は全ガス燃料（１１）の９０％以上であり、パ
イロットノズル用ガス燃料（１２）は全体の数％に過ぎ
ないが、、パイロットノズル（０１）の性能は特に優れ
たものが要求される。
【０００９】従来のガスタービン燃焼器用バーナでは、
予混合型メインノズル（０２）が形成する予混合炎（１
７）の空気比を約1.8 、パイロットノズル（０１）が形
成する拡散炎（１６）の空気比を約0.8 に設定して燃焼
室（０６）の前半においてほぼ燃焼を完結する。このよ
うにして生成された燃焼ガスは、燃焼室（０６）の後半
において別途燃焼室（０６）内へ送り込まれて来た２次
空気（１０）と混合して所定温度に調整され、ガスター
ビン駆動用排ガス（１４）（含有Ｏ2 ≒10.5％）として
ガスタービン室（１５）へ送り込まれる。
予混合型メインノズル（０２）が形成する予混合炎（１
７）の空気比を約1.8 、パイロットノズル（０１）が形
成する拡散炎（１６）の空気比を約0.8 に設定して燃焼
室（０６）の前半においてほぼ燃焼を完結する。このよ
うにして生成された燃焼ガスは、燃焼室（０６）の後半
において別途燃焼室（０６）内へ送り込まれて来た２次
空気（１０）と混合して所定温度に調整され、ガスター
ビン駆動用排ガス（１４）（含有Ｏ2 ≒10.5％）として
ガスタービン室（１５）へ送り込まれる。
【００１０】この従来のガスタービン燃焼器用バーナに
よって生成されたガスタービン駆動用排ガス（１４）
は、含有ＮＯx が約６０ppm （Ｏ2 ＝１５％ベース）と
高い。最近は環境保全の観点からガスタービン排ガスの
ＮＯx 抑制の気運が高まっており、ガスタービン燃焼器
用バーナの改善が望まれている。
よって生成されたガスタービン駆動用排ガス（１４）
は、含有ＮＯx が約６０ppm （Ｏ2 ＝１５％ベース）と
高い。最近は環境保全の観点からガスタービン排ガスの
ＮＯx 抑制の気運が高まっており、ガスタービン燃焼器
用バーナの改善が望まれている。
【００１１】
【発明が解決しようとする課題】従来のガスタービン燃
焼器用バーナは、予混合型メインノズル（０２）の燃料
配分率を約９０〜９５％として計画されていたが、予混
合型メインノズル（０２）が形成する予混合炎（１７）
は、それ自身で保炎が困難なため、パイロットノズル
（０１）が形成する火炎によって着火の安定を図る。し
たがってパイロットノズル（０１）が形成する火炎は、
常時安定していてしかも複数の予混合型メインノズル
（０２）の全ての火炎を安定して保持できるだけの、長
さと大きさが必要となる。同一燃焼量であれば、予混合
炎（１７）よりも拡散炎（１６）の方が長くなるのは衆
知のとおりであり、このため従来のパイロットノズル
（０１）の多くは拡散炎（１６）を形成するよう配慮さ
れてきた。
焼器用バーナは、予混合型メインノズル（０２）の燃料
配分率を約９０〜９５％として計画されていたが、予混
合型メインノズル（０２）が形成する予混合炎（１７）
は、それ自身で保炎が困難なため、パイロットノズル
（０１）が形成する火炎によって着火の安定を図る。し
たがってパイロットノズル（０１）が形成する火炎は、
常時安定していてしかも複数の予混合型メインノズル
（０２）の全ての火炎を安定して保持できるだけの、長
さと大きさが必要となる。同一燃焼量であれば、予混合
炎（１７）よりも拡散炎（１６）の方が長くなるのは衆
知のとおりであり、このため従来のパイロットノズル
（０１）の多くは拡散炎（１６）を形成するよう配慮さ
れてきた。
【００１２】ガスタービンから放出される排ガスが含有
するＮＯx は、燃料配分割合が９０％以上を占める予混
合炎（１７）から発生するＮＯx と、燃料配分割合が数
％の拡散炎（１６）から発生するＮＯx の和となる。
するＮＯx は、燃料配分割合が９０％以上を占める予混
合炎（１７）から発生するＮＯx と、燃料配分割合が数
％の拡散炎（１６）から発生するＮＯx の和となる。
【００１３】図５はガス燃料による燃焼試験結果の一例
で、ＮＯx 発生量と空気比の関係を示したものである。
この図によれば、空気比＝2.0 の予混合炎のＮＯx 発生
量は８ppm 、空気比＝2.0 の拡散炎のＮＯx 発生量は３
５０ppm である。したがって燃料配分割合（予混合炎／
拡散炎）＝９５／５の場合、ＮＯx 総量は（予混合炎
側：８×0.95＝7.6 ppm ）＋（拡散炎側：３５０×0.05
＝17.5ppm ）＝25.1ppmとなる。すなわち予混合炎側か
ら（7.6 ／25.1×１００＝）３０％、拡散炎側から（1
7.5／25.1×１００＝）７０％が発生していることにな
る。
で、ＮＯx 発生量と空気比の関係を示したものである。
この図によれば、空気比＝2.0 の予混合炎のＮＯx 発生
量は８ppm 、空気比＝2.0 の拡散炎のＮＯx 発生量は３
５０ppm である。したがって燃料配分割合（予混合炎／
拡散炎）＝９５／５の場合、ＮＯx 総量は（予混合炎
側：８×0.95＝7.6 ppm ）＋（拡散炎側：３５０×0.05
＝17.5ppm ）＝25.1ppmとなる。すなわち予混合炎側か
ら（7.6 ／25.1×１００＝）３０％、拡散炎側から（1
7.5／25.1×１００＝）７０％が発生していることにな
る。
【００１４】このようにパイロットノズル（０１）によ
って形成される拡散炎（１６）は、燃料配分割合が全体
の数％であるにも拘らず、ＮＯx 発生量は全体の７０％
をも占めるので、従来のガスタービン燃焼器用バーナで
は、ガスタービン排ガス中のＮＯx を大幅に低減するこ
とが困難であった。
って形成される拡散炎（１６）は、燃料配分割合が全体
の数％であるにも拘らず、ＮＯx 発生量は全体の７０％
をも占めるので、従来のガスタービン燃焼器用バーナで
は、ガスタービン排ガス中のＮＯx を大幅に低減するこ
とが困難であった。
【００１５】
【課題を達成するための手段】本発明は、前記従来の課
題を解決するために、ガス燃料を燃焼させる予混合型メ
インノズルを有するガスタービン燃焼器用バーナにおい
て、パイロットノズルを間隔をへだてて取囲み、先端部
に上記パイロットノズルのガス燃料噴孔と同軸で同数か
つ上記ガス燃料噴孔よりも大径の濃予混合気噴孔を有す
るパイロットノズル外管と、上記パイロットノズル外管
とパイロットノズル用バーナスロートの間の通路に設け
られた旋回翼の後流部に設けられたディフューザ板とを
具備したことを特徴とするガスタービン燃焼器用バーナ
を提案するものである。
題を解決するために、ガス燃料を燃焼させる予混合型メ
インノズルを有するガスタービン燃焼器用バーナにおい
て、パイロットノズルを間隔をへだてて取囲み、先端部
に上記パイロットノズルのガス燃料噴孔と同軸で同数か
つ上記ガス燃料噴孔よりも大径の濃予混合気噴孔を有す
るパイロットノズル外管と、上記パイロットノズル外管
とパイロットノズル用バーナスロートの間の通路に設け
られた旋回翼の後流部に設けられたディフューザ板とを
具備したことを特徴とするガスタービン燃焼器用バーナ
を提案するものである。
【００１６】
【作用】本発明は前記のとおり構成されているので、パ
イロットノズル外管内に予混合用空気を供給して、パイ
ロットノズルで形成される火炎を予混合炎とすることに
より、ＮＯx 発生量を大幅に低減し、しかもパイロット
ノズル一次空気の旋回翼の後流にディフューザ板を設け
たことにより、従来の拡散炎と同等の火炎長を得て、パ
イロットノズルとしての着火安定性や保炎性能を高く維
持する。
イロットノズル外管内に予混合用空気を供給して、パイ
ロットノズルで形成される火炎を予混合炎とすることに
より、ＮＯx 発生量を大幅に低減し、しかもパイロット
ノズル一次空気の旋回翼の後流にディフューザ板を設け
たことにより、従来の拡散炎と同等の火炎長を得て、パ
イロットノズルとしての着火安定性や保炎性能を高く維
持する。
【００１７】
（構成）図１は本発明の一実施例を示す縦断面図であ
る。図中、（３１）はパイロットノズル外管、（３２）
はパイロットノズル用予混合空気、（３３）は濃予混合
気、（３４）は濃予混合気噴孔、（３５）は濃予混合気
炎、（３６）はディフューザ板、（３７）は空気通路を
それぞれ示す。その他の符号については、前記図２ない
し図４で説明した従来のものと同様なので、説明を省略
する。
る。図中、（３１）はパイロットノズル外管、（３２）
はパイロットノズル用予混合空気、（３３）は濃予混合
気、（３４）は濃予混合気噴孔、（３５）は濃予混合気
炎、（３６）はディフューザ板、（３７）は空気通路を
それぞれ示す。その他の符号については、前記図２ない
し図４で説明した従来のものと同様なので、説明を省略
する。
【００１８】本実施例においては、パイロットノズル
（０１）を囲んで、間隔をへだててパイロットノズル外
管（３１）を設け、パイロットノズル（０１）の外周に
環状の空気通路（３７）を形成させてパイロットノズル
用予混合空気（３２）を通気するようにする。そして、
そのパイロットノズル外管（３１）の先端部にはパイロ
ットノズル（０１）先端部に設けたパイロットノズル用
ガス燃料噴孔（２０）と同軸で同数の濃予混合気噴孔
（３４）を穿孔してある。またその濃混合気噴孔（３
４）の直径はパイロットノズル（０１）先端部のガス燃
料噴孔（２０）の直径よりも大きく穿孔してある。本実
施例ではまた、パイロットノズル外管（３１）とパイロ
ットノズル用バーナスロート（０３）間の通路に設けら
れた旋回翼（１８）の後流部に、ディフューザ板（３
６）を設ける。
（０１）を囲んで、間隔をへだててパイロットノズル外
管（３１）を設け、パイロットノズル（０１）の外周に
環状の空気通路（３７）を形成させてパイロットノズル
用予混合空気（３２）を通気するようにする。そして、
そのパイロットノズル外管（３１）の先端部にはパイロ
ットノズル（０１）先端部に設けたパイロットノズル用
ガス燃料噴孔（２０）と同軸で同数の濃予混合気噴孔
（３４）を穿孔してある。またその濃混合気噴孔（３
４）の直径はパイロットノズル（０１）先端部のガス燃
料噴孔（２０）の直径よりも大きく穿孔してある。本実
施例ではまた、パイロットノズル外管（３１）とパイロ
ットノズル用バーナスロート（０３）間の通路に設けら
れた旋回翼（１８）の後流部に、ディフューザ板（３
６）を設ける。
【００１９】ガスタービン燃焼器用バーナへ送り込まれ
て来た燃焼用空気（０７）は、その一部がパイロットノ
ズル用予混合空気（３２）として、パイロットノズル
（０１）とパイロットノズル外管（３１）によって構成
される環状断面の空気通路（３７）へ送り込まれる。一
方、パイロットノズル用ガス燃料（１２）は、パイロッ
トノズル（０１）へ圧送され、パイロットノズル（０
１）先端に設けられたパイロットノズル用ガス燃料噴孔
（２０）から環状断面の空気通路（３７）へ入り、パイ
ロットノズル外管（３１）に穿孔された濃予混合気噴孔
（３４）からパイロットノズル用バーナスロート（０
３）内へ噴出する。その際、環状断面の空気通路（３
７）へ送り込まれて来たパイロットノズル用予混合空気
（３２）を吸引混合して、濃予混合気（３３）を形成す
る。パイロットノズル用予混合空気（３２）とパイロッ
トノズル用ガス燃料（１２）の混合比率は、濃予混合気
（３３）の空気比が0.3 〜0.6 となるよう調整される。
て来た燃焼用空気（０７）は、その一部がパイロットノ
ズル用予混合空気（３２）として、パイロットノズル
（０１）とパイロットノズル外管（３１）によって構成
される環状断面の空気通路（３７）へ送り込まれる。一
方、パイロットノズル用ガス燃料（１２）は、パイロッ
トノズル（０１）へ圧送され、パイロットノズル（０
１）先端に設けられたパイロットノズル用ガス燃料噴孔
（２０）から環状断面の空気通路（３７）へ入り、パイ
ロットノズル外管（３１）に穿孔された濃予混合気噴孔
（３４）からパイロットノズル用バーナスロート（０
３）内へ噴出する。その際、環状断面の空気通路（３
７）へ送り込まれて来たパイロットノズル用予混合空気
（３２）を吸引混合して、濃予混合気（３３）を形成す
る。パイロットノズル用予混合空気（３２）とパイロッ
トノズル用ガス燃料（１２）の混合比率は、濃予混合気
（３３）の空気比が0.3 〜0.6 となるよう調整される。
【００２０】濃予混合気噴孔（３４）からパイロットノ
ズル用バーナスロート（０３）内へ吹き込まれた濃予混
合気（３３）は、着火電極（１９）によって着火し濃予
混合気炎（３５）を形成する。その保炎は、パイロット
ノズル外管（３１）の外周に設けられた旋回翼（１８）
とその後流のディフューザ板（３６）によって行なわれ
る。
ズル用バーナスロート（０３）内へ吹き込まれた濃予混
合気（３３）は、着火電極（１９）によって着火し濃予
混合気炎（３５）を形成する。その保炎は、パイロット
ノズル外管（３１）の外周に設けられた旋回翼（１８）
とその後流のディフューザ板（３６）によって行なわれ
る。
【００２１】パイロットノズル用１次空気（０８）は、
旋回翼（１８）を通してディフューザ板（３６）の周囲
から、パイロットノズル用バーナスロート（０３）内壁
へ沿って旋回流として吹き込まれる。この旋回流によっ
て、ディフューザ板（３６）の背面が負圧となって循環
渦流が形成される。濃予混合気噴孔（３４）から噴出し
た濃予混合気（３３）の一部が循環渦流に吸引されて着
火し、ディフューザ板（３６）の背面にリングフレーム
を形成する。リングフレームは循環渦流によって安定し
た着火源となり、濃予混合気炎（３５）の着火が安定す
る。パイロットノズル用１次空気（０８）の量は、パイ
ロットノズル用予混合空気（３２）量との和が、投入し
たパイロットノズル用ガス燃料（１３）に対して空気比
≦0.8 となるよう調整する。
旋回翼（１８）を通してディフューザ板（３６）の周囲
から、パイロットノズル用バーナスロート（０３）内壁
へ沿って旋回流として吹き込まれる。この旋回流によっ
て、ディフューザ板（３６）の背面が負圧となって循環
渦流が形成される。濃予混合気噴孔（３４）から噴出し
た濃予混合気（３３）の一部が循環渦流に吸引されて着
火し、ディフューザ板（３６）の背面にリングフレーム
を形成する。リングフレームは循環渦流によって安定し
た着火源となり、濃予混合気炎（３５）の着火が安定す
る。パイロットノズル用１次空気（０８）の量は、パイ
ロットノズル用予混合空気（３２）量との和が、投入し
たパイロットノズル用ガス燃料（１３）に対して空気比
≦0.8 となるよう調整する。
【００２２】パイロットノズル用１次空気（０８）は更
に、パイロットノズル用バーナスロート（０３）の壁面
に沿って、旋回流として濃予混合気炎（３５）の後部領
域に送り込まれる。濃予混合気炎（３５）は予混合気炎
でありながら空気比が低く、パイロットノズル用１次空
気（０８）も濃予混合気炎（３５）の後部領域に投入さ
れるので、パイロットノズル用１次空気（０８）の混合
は比較的緩慢となり、拡散炎相当の火炎長となる。
に、パイロットノズル用バーナスロート（０３）の壁面
に沿って、旋回流として濃予混合気炎（３５）の後部領
域に送り込まれる。濃予混合気炎（３５）は予混合気炎
でありながら空気比が低く、パイロットノズル用１次空
気（０８）も濃予混合気炎（３５）の後部領域に投入さ
れるので、パイロットノズル用１次空気（０８）の混合
は比較的緩慢となり、拡散炎相当の火炎長となる。
【００２３】先に示した図５のガス燃料燃焼時における
ＮＯx 発生量と空気比の関係から明らかなように、本実
施例においては、パイロットノズル（０１）で形成され
る火炎を拡散炎（１６）から濃予混合気炎（３５）にす
ることにより、大幅なＮＯx低減が可能となる。
ＮＯx 発生量と空気比の関係から明らかなように、本実
施例においては、パイロットノズル（０１）で形成され
る火炎を拡散炎（１６）から濃予混合気炎（３５）にす
ることにより、大幅なＮＯx低減が可能となる。
【００２４】
【発明の効果】本発明においては、パイロットノズルに
よって形成される火炎を従来の拡散炎から濃予混合気炎
とすることにより、安定な長炎と大幅なＮＯx 低減の確
保が可能となる。
よって形成される火炎を従来の拡散炎から濃予混合気炎
とすることにより、安定な長炎と大幅なＮＯx 低減の確
保が可能となる。
【図１】図１は本発明の一実施例を示す縦断面図であ
る。
る。
【図２】図２は従来のガスタービン燃焼器用バーナの一
例を示す縦断面図である。
例を示す縦断面図である。
【図３】図３は図２中のパイロットノズルを示す拡大縦
断面図である。
断面図である。
【図４】図４は図２中の予混合型メインバーナを示す拡
大縦断面図である。
大縦断面図である。
【図５】図５はガス燃料燃焼時におけるＮＯx 発生量と
空気比の関係を示す図である。
空気比の関係を示す図である。
（０１） パイロットノズル （０２） 予混合型メインノズル （０３） パイロットノズル用バーナスロート （０４） 予混合型メインノズル用バーナスロート （０５） 燃焼器 （０６） 燃焼室 （０７） 燃焼用空気 （０８） パイロットノズル用１次空気 （０９） 予混合型メインノズル用１次空気 （１０） ２次空気 （１１） ガス燃料 （１２） パイロットノズル用ガス燃料 （１３） 予混合型メインノズル用ガス燃料 （１４） ガスタービン駆動用排ガス （１５） ガスタービン室 （１６） 拡散炎 （１７） 予混合炎 （１８） 旋回翼 （１９） 着火電極 （２０） パイロットノズル用ガス燃料噴孔 （２１） 予混合型メインノズル用ガス燃料噴孔 （３１） パイロットノズル外管 （３２） パイロットノズル用予混合空気 （３３） 濃予混合気 （３４） 濃予混合気噴孔 （３５） 濃予混合気炎 （３６） ディフューザ板 （３７） 空気通路
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 大栗 正治 長崎市深堀町５丁目717番地１ 長菱エン ジニアリング株式会社内
Claims (1)
- 【請求項１】 ガス燃料を燃焼させる予混合型メインノ
ズルを有するガスタービン燃焼器用バーナにおいて、パ
イロットノズルを間隔をへだてて取囲み、先端部に上記
パイロットノズルのガス燃料噴孔と同軸で同数かつ上記
ガス燃料噴孔よりも大径の濃予混合気噴孔を有するパイ
ロットノズル外管と、上記パイロットノズル外管とパイ
ロットノズル用バーナスロートの間の通路に設けられた
旋回翼の後流部に設けられたディフューザ板とを具備し
たことを特徴とするガスタービン燃焼器用バーナ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4138733A JP2994856B2 (ja) | 1992-05-29 | 1992-05-29 | ガスタービン燃焼器用バーナ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4138733A JP2994856B2 (ja) | 1992-05-29 | 1992-05-29 | ガスタービン燃焼器用バーナ |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05332512A true JPH05332512A (ja) | 1993-12-14 |
| JP2994856B2 JP2994856B2 (ja) | 1999-12-27 |
Family
ID=15228901
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4138733A Expired - Fee Related JP2994856B2 (ja) | 1992-05-29 | 1992-05-29 | ガスタービン燃焼器用バーナ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2994856B2 (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2002101294A1 (fr) * | 2001-06-07 | 2002-12-19 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Chambre de combustion |
| US7694521B2 (en) | 2004-03-03 | 2010-04-13 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Installation structure of pilot nozzle of combustor |
| CN102012025A (zh) * | 2010-12-10 | 2011-04-13 | 上海诺特飞博燃烧设备有限公司 | 一种烟气内回流均相燃烧低NOx燃烧器及其燃气配置方法 |
| JP2013152047A (ja) * | 2012-01-25 | 2013-08-08 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン燃焼器 |
| JP2013217635A (ja) * | 2012-04-04 | 2013-10-24 | General Electric Co <Ge> | 拡散燃焼器燃料ノズル |
| WO2022191137A1 (en) * | 2021-03-09 | 2022-09-15 | Nipro Corporation | Burner, apparatus and method for processing a glass container |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8468831B2 (en) * | 2009-07-13 | 2013-06-25 | General Electric Company | Lean direct injection for premixed pilot application |
-
1992
- 1992-05-29 JP JP4138733A patent/JP2994856B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2002101294A1 (fr) * | 2001-06-07 | 2002-12-19 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Chambre de combustion |
| US6880340B2 (en) | 2001-06-07 | 2005-04-19 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Combustor with turbulence producing device |
| US7694521B2 (en) | 2004-03-03 | 2010-04-13 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Installation structure of pilot nozzle of combustor |
| CN102012025A (zh) * | 2010-12-10 | 2011-04-13 | 上海诺特飞博燃烧设备有限公司 | 一种烟气内回流均相燃烧低NOx燃烧器及其燃气配置方法 |
| JP2013152047A (ja) * | 2012-01-25 | 2013-08-08 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン燃焼器 |
| JP2013217635A (ja) * | 2012-04-04 | 2013-10-24 | General Electric Co <Ge> | 拡散燃焼器燃料ノズル |
| WO2022191137A1 (en) * | 2021-03-09 | 2022-09-15 | Nipro Corporation | Burner, apparatus and method for processing a glass container |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2994856B2 (ja) | 1999-12-27 |
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