JPH06331147A - ガスタービン燃焼器 - Google Patents
ガスタービン燃焼器Info
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- JPH06331147A JPH06331147A JP12177193A JP12177193A JPH06331147A JP H06331147 A JPH06331147 A JP H06331147A JP 12177193 A JP12177193 A JP 12177193A JP 12177193 A JP12177193 A JP 12177193A JP H06331147 A JPH06331147 A JP H06331147A
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- combustion
- gas turbine
- pilot
- air
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 ＮＯX（窒素酸化物）の低減化と燃焼器の長
さの短縮化を同時に達成することが可能なガスタービン
燃焼器を提供することを目的とする。 【構成】 ガスタービン燃焼器１は、同心円上に複数配
設されたパイロット燃焼部１１と、パイロット燃焼部１
１のピッチサークルより大きい径及び小さい径の同心円
上に複数配置された複数の希薄燃料供給部１５と、パイ
ロット燃焼部内の燃料の着火を行う点火プラグ２３とで
構成されている。パイロット燃焼部１１は、火炎がパイ
ロット保炎筒１３から燃焼筒３内まで伸びる構造とされ
ている。また、希薄燃料供給部１５は、圧縮空気の混合
量を多くして前記燃焼筒１３に希薄燃料を供給するメイ
ン燃料噴射弁１６と、メイン燃料噴射弁１６の先端部に
接続されて圧縮空気との燃料の混合及び燃料蒸発を促進
させる予混合予蒸発管１７とで構成されている。
さの短縮化を同時に達成することが可能なガスタービン
燃焼器を提供することを目的とする。 【構成】 ガスタービン燃焼器１は、同心円上に複数配
設されたパイロット燃焼部１１と、パイロット燃焼部１
１のピッチサークルより大きい径及び小さい径の同心円
上に複数配置された複数の希薄燃料供給部１５と、パイ
ロット燃焼部内の燃料の着火を行う点火プラグ２３とで
構成されている。パイロット燃焼部１１は、火炎がパイ
ロット保炎筒１３から燃焼筒３内まで伸びる構造とされ
ている。また、希薄燃料供給部１５は、圧縮空気の混合
量を多くして前記燃焼筒１３に希薄燃料を供給するメイ
ン燃料噴射弁１６と、メイン燃料噴射弁１６の先端部に
接続されて圧縮空気との燃料の混合及び燃料蒸発を促進
させる予混合予蒸発管１７とで構成されている。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、例えば、航空用ガスタ
ービンの燃焼器として好適なガスタービン燃焼器に関す
る。
ービンの燃焼器として好適なガスタービン燃焼器に関す
る。
【０００２】
【従来の技術】近年、高性能のガスタービンエンジンが
開発されており、圧縮機の後段に設けられている燃焼器
にも、小型軽量で燃焼効率が高いだけでなく、地上から
高空に至るまでのあらゆるエンジン使用条件下でも良好
な着火、安定燃焼が得られ、しかも、ＮＯX（窒素酸化
物）などの排気公害が無に近くなるような種々の研究開
発が行われている。
開発されており、圧縮機の後段に設けられている燃焼器
にも、小型軽量で燃焼効率が高いだけでなく、地上から
高空に至るまでのあらゆるエンジン使用条件下でも良好
な着火、安定燃焼が得られ、しかも、ＮＯX（窒素酸化
物）などの排気公害が無に近くなるような種々の研究開
発が行われている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】前記燃焼器のＮＯX対
策の従来技術としては、第１に、燃焼器に送り込まれる
圧縮空気量を多くして燃料と混合することにより希薄燃
料とし、その希薄燃料を燃焼筒内で燃焼させて燃焼筒内
の火炎温度を下げることにより、ＮＯXを低減させるこ
とが知られている。また、第２に、燃焼筒内部の燃焼ガ
スの滞留時間を短時間とすることによりＮＯXを低減さ
せることが知られている。
策の従来技術としては、第１に、燃焼器に送り込まれる
圧縮空気量を多くして燃料と混合することにより希薄燃
料とし、その希薄燃料を燃焼筒内で燃焼させて燃焼筒内
の火炎温度を下げることにより、ＮＯXを低減させるこ
とが知られている。また、第２に、燃焼筒内部の燃焼ガ
スの滞留時間を短時間とすることによりＮＯXを低減さ
せることが知られている。
【０００４】ところが、ＮＯX対策の面で良好となる希
薄燃料を常時燃焼器に使用することは他の面で問題があ
る。すなわち、地上におけるエンジン始動時の着火やア
イドリング状態などにおいて、燃焼器の良好な着火や安
定燃焼が得られない恐れがある。
薄燃料を常時燃焼器に使用することは他の面で問題があ
る。すなわち、地上におけるエンジン始動時の着火やア
イドリング状態などにおいて、燃焼器の良好な着火や安
定燃焼が得られない恐れがある。
【０００５】一方、燃焼器の開発として前述したように
小型軽量化があるが、燃焼器のエンジンの中心軸方向の
長さを短く設計することは、エンジン全長に直接影響し
てくるので重要な開発要素となる。しかしながら、長さ
を短く設定した燃焼器を採用してＮＯXの面で良好な希
薄燃料を燃焼させると、燃焼筒内での十分な燃焼時間が
得られず燃焼効率が低下してしまう。
小型軽量化があるが、燃焼器のエンジンの中心軸方向の
長さを短く設計することは、エンジン全長に直接影響し
てくるので重要な開発要素となる。しかしながら、長さ
を短く設定した燃焼器を採用してＮＯXの面で良好な希
薄燃料を燃焼させると、燃焼筒内での十分な燃焼時間が
得られず燃焼効率が低下してしまう。
【０００６】本発明は、上記事情に鑑みてなされたもの
で、ＮＯX（窒素酸化物）の低減化と燃焼器の長さの短
縮化を同時に達成することが可能なガスタービン燃焼器
を提供することを目的とする。
で、ＮＯX（窒素酸化物）の低減化と燃焼器の長さの短
縮化を同時に達成することが可能なガスタービン燃焼器
を提供することを目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明のガスタービン燃
焼器は、圧縮機から送り込まれた圧縮空気と燃料との混
合及び燃料着火を行う燃料ノズル部と、燃料ノズル部と
燃焼室隔壁を介して後段側に連続配置されて供給された
燃料を燃焼させる一体環状構造の燃焼筒とを備えたガス
タービン燃焼器であって、燃料ノズル部は、出口が環状
の燃焼室隔壁の中央部の周方向にわたって同心円上に配
設されている複数のパイロット燃焼部と、パイロット燃
焼部のピッチサークルより大きい径および小さい径の同
心円上に配置され、かつその出口が燃焼室隔壁のパイロ
ット燃焼部の出口の近傍に位置するように配設された複
数の希薄燃料供給部と、パイロット燃焼部内の燃料の着
火を行う点火プラグとで構成されており、パイロット燃
焼部は、パイロット燃料噴射弁と、その先端部に接続さ
れたパイロット保炎筒とで構成され、火炎がパイロット
保炎筒から前記燃焼筒内まで伸びる構造とされていると
ともに、希薄燃料供給部は、圧縮空気の混合量を多くし
て前記燃焼筒に希薄燃料を供給するメイン燃料噴射弁
と、このメイン燃料噴射弁の先端部に接続されて圧縮空
気との燃料の混合及び燃料蒸発を促進させる予混合予蒸
発管とで構成されていることを特徴とする装置である。
焼器は、圧縮機から送り込まれた圧縮空気と燃料との混
合及び燃料着火を行う燃料ノズル部と、燃料ノズル部と
燃焼室隔壁を介して後段側に連続配置されて供給された
燃料を燃焼させる一体環状構造の燃焼筒とを備えたガス
タービン燃焼器であって、燃料ノズル部は、出口が環状
の燃焼室隔壁の中央部の周方向にわたって同心円上に配
設されている複数のパイロット燃焼部と、パイロット燃
焼部のピッチサークルより大きい径および小さい径の同
心円上に配置され、かつその出口が燃焼室隔壁のパイロ
ット燃焼部の出口の近傍に位置するように配設された複
数の希薄燃料供給部と、パイロット燃焼部内の燃料の着
火を行う点火プラグとで構成されており、パイロット燃
焼部は、パイロット燃料噴射弁と、その先端部に接続さ
れたパイロット保炎筒とで構成され、火炎がパイロット
保炎筒から前記燃焼筒内まで伸びる構造とされていると
ともに、希薄燃料供給部は、圧縮空気の混合量を多くし
て前記燃焼筒に希薄燃料を供給するメイン燃料噴射弁
と、このメイン燃料噴射弁の先端部に接続されて圧縮空
気との燃料の混合及び燃料蒸発を促進させる予混合予蒸
発管とで構成されていることを特徴とする装置である。
【０００８】また、メイン燃料噴射弁は、旋回する空気
流により燃料を微粒化する気流微粒化式燃料噴射弁で構
成されていることが望ましい。
流により燃料を微粒化する気流微粒化式燃料噴射弁で構
成されていることが望ましい。
【０００９】また、気流微粒化式燃料噴射弁の先端部に
は、予混合予蒸発管内部への供給空気流を旋回させる空
気旋回器が設けられているとともに、気流微粒化式燃料
噴射弁の空気流と空気旋回器からの空気流の旋回方向が
逆に設定されていることが望ましい。
は、予混合予蒸発管内部への供給空気流を旋回させる空
気旋回器が設けられているとともに、気流微粒化式燃料
噴射弁の空気流と空気旋回器からの空気流の旋回方向が
逆に設定されていることが望ましい。
【００１０】また、予混合予蒸発管の出口に、燃焼筒へ
の空気流を加速させる円錐状の絞りが設けられ、さらに
は、絞りを固定する部材を混合気の流れに旋回を与える
ための旋回羽根構造とすることが望ましい。
の空気流を加速させる円錐状の絞りが設けられ、さらに
は、絞りを固定する部材を混合気の流れに旋回を与える
ための旋回羽根構造とすることが望ましい。
【００１１】また、圧縮機から送られてくる圧縮空気
は、燃焼筒へ送られる冷却用空気以外の空気全てを燃料
ノズル部の希薄燃料供給部へ供給することが望ましい。
は、燃焼筒へ送られる冷却用空気以外の空気全てを燃料
ノズル部の希薄燃料供給部へ供給することが望ましい。
【００１２】
【作用】本発明の請求項１記載のガスタービン燃焼器に
よれば、点火プラグによる着火時からアイドルまでの低
出力状態では、パイロット燃焼部のパイロット保炎筒内
部の燃焼室と、燃焼筒の燃焼室との長い燃焼領域となる
ので、高い燃焼効率が得られるとともに、良好な着火性
と吹き消えしない安定した燃焼となる。また、高出力時
に、希薄燃料供給部の予混合予蒸発管により圧縮空気と
の混合性が高められた希薄燃料が燃焼筒内部に流入する
と、その燃焼領域は燃焼筒内部だけの長さであるから燃
焼滞留時間を短時間とすることができ、それにより排気
ガス内のＮＯXは低減する。
よれば、点火プラグによる着火時からアイドルまでの低
出力状態では、パイロット燃焼部のパイロット保炎筒内
部の燃焼室と、燃焼筒の燃焼室との長い燃焼領域となる
ので、高い燃焼効率が得られるとともに、良好な着火性
と吹き消えしない安定した燃焼となる。また、高出力時
に、希薄燃料供給部の予混合予蒸発管により圧縮空気と
の混合性が高められた希薄燃料が燃焼筒内部に流入する
と、その燃焼領域は燃焼筒内部だけの長さであるから燃
焼滞留時間を短時間とすることができ、それにより排気
ガス内のＮＯXは低減する。
【００１３】また、請求項２記載のガスタービン燃焼器
によれば、メイン燃料噴射弁による旋回空気流により、
燃料が確実に微粒化されて圧縮空気との混合性が高めら
れる。
によれば、メイン燃料噴射弁による旋回空気流により、
燃料が確実に微粒化されて圧縮空気との混合性が高めら
れる。
【００１４】また、請求項３記載のガスタービン燃焼器
によれば、予混合予蒸発管の短縮化を図ることが可能で
あり、かつ予混合予蒸発管の中で自着火が起きず、また
予混合予蒸発管の中で空気が逆流したり淀むことがな
い。
によれば、予混合予蒸発管の短縮化を図ることが可能で
あり、かつ予混合予蒸発管の中で自着火が起きず、また
予混合予蒸発管の中で空気が逆流したり淀むことがな
い。
【００１５】また、請求項４または５記載のガスタービ
ン燃焼器によれば、燃焼室側から予混合予蒸発管への逆
火防止がなされるとともに、予混合予蒸発管の出口での
混合気の流れが広がって、予混合予蒸発管の出口の絞り
の後流の燃焼室内に循環流が生じて燃焼室内の火炎が安
定するとともに、その循環流がパイロット燃焼部と干渉
し、パイロット燃焼部からの火移りが良好となる。
ン燃焼器によれば、燃焼室側から予混合予蒸発管への逆
火防止がなされるとともに、予混合予蒸発管の出口での
混合気の流れが広がって、予混合予蒸発管の出口の絞り
の後流の燃焼室内に循環流が生じて燃焼室内の火炎が安
定するとともに、その循環流がパイロット燃焼部と干渉
し、パイロット燃焼部からの火移りが良好となる。
【００１６】請求項６記載のガスタービン燃焼器によれ
ば、排気ガスのＮＯX低減化をさらに促進することがで
きる。また、燃焼器ライナに空気孔を設けずに、燃焼器
出口温度分布の均一化を図ることができる。
ば、排気ガスのＮＯX低減化をさらに促進することがで
きる。また、燃焼器ライナに空気孔を設けずに、燃焼器
出口温度分布の均一化を図ることができる。
【００１７】したがって、本発明のガスタービン燃焼器
は、着火時から高出力時において、燃焼筒内部の全域が
有効に燃焼領域として使用されるので、燃焼器の長さの
短縮化が可能となり、かつＮＯXの低減化をも同時に図
られる。
は、着火時から高出力時において、燃焼筒内部の全域が
有効に燃焼領域として使用されるので、燃焼器の長さの
短縮化が可能となり、かつＮＯXの低減化をも同時に図
られる。
【００１８】
【実施例】以下、本発明のガスタービン燃焼器の一実施
例について、図１から図３を参照して説明する。本発明
のガスタービン燃焼器１は、圧縮機側（図中符号２で示
す位置）の後段に配設された一体環状構造の燃焼筒３
と、圧縮機側２から送り込まれた圧縮空気と燃料との混
合及び燃料着火を行う燃料ノズル部４で概略構成されて
いる。
例について、図１から図３を参照して説明する。本発明
のガスタービン燃焼器１は、圧縮機側（図中符号２で示
す位置）の後段に配設された一体環状構造の燃焼筒３
と、圧縮機側２から送り込まれた圧縮空気と燃料との混
合及び燃料着火を行う燃料ノズル部４で概略構成されて
いる。
【００１９】燃焼筒３は、エンジン本体の軸線を中心と
した円周方向にアウタライナ７、インナライナ８が配設
されて燃焼周壁が形成され、それら燃焼周壁間に燃焼室
隔壁９が形成されてなり、それらの内部が燃焼室１０と
されている。そして、圧縮機側２から流れてきた圧縮空
気の一部はアウタライナ７、インナライナ８の壁内部を
通過してそれらの内壁に空気層が形成されることによ
り、燃焼の際の燃焼周壁全体の冷却がなされるようにな
っている。
した円周方向にアウタライナ７、インナライナ８が配設
されて燃焼周壁が形成され、それら燃焼周壁間に燃焼室
隔壁９が形成されてなり、それらの内部が燃焼室１０と
されている。そして、圧縮機側２から流れてきた圧縮空
気の一部はアウタライナ７、インナライナ８の壁内部を
通過してそれらの内壁に空気層が形成されることによ
り、燃焼の際の燃焼周壁全体の冷却がなされるようにな
っている。
【００２０】燃焼室隔壁９には、複数のパイロット燃焼
部１１…、希薄燃料供給部１５…及び所定のパイロット
燃焼部１１の保炎筒１３内に向けて配設されている点火
プラグ２３で構成された燃料ノズル部４が配設されてい
る。
部１１…、希薄燃料供給部１５…及び所定のパイロット
燃焼部１１の保炎筒１３内に向けて配設されている点火
プラグ２３で構成された燃料ノズル部４が配設されてい
る。
【００２１】複数のパイロット燃焼部１１…は、図２に
示すように、エンジン本体の軸線から所定半径Ｒ2の円
周方向に、所定間隔をあけて配設されている。これらパ
イロット燃焼部１１は、図１に示すように、パイロット
燃料噴射弁１２の先端部に保炎筒１３が接続された構造
であり、保炎筒１３の先端部は燃焼室隔壁９に固定され
ている。そして、各パイロット燃焼部１１は、燃料供給
部１４から供給された燃料がパイロット燃料噴射弁１２
から保炎筒１３内のパイロット燃焼室に燃料を噴霧する
一方、保炎筒１３に穿設された複数の空気孔１３ａ…か
らパイロット燃焼室に所定量の空気が流入して燃料と混
合し、図２に示すように、所定の保炎筒１３内に向けて
配設された点火プラグ２３により燃料が着火されること
により、パイロット燃焼室内で燃焼が行われるようにな
っている。これにより、希薄状態とされていない燃料が
燃焼するので、良好な着火性と容易に吹き消えしない安
定燃焼が得られるようになっている。
示すように、エンジン本体の軸線から所定半径Ｒ2の円
周方向に、所定間隔をあけて配設されている。これらパ
イロット燃焼部１１は、図１に示すように、パイロット
燃料噴射弁１２の先端部に保炎筒１３が接続された構造
であり、保炎筒１３の先端部は燃焼室隔壁９に固定され
ている。そして、各パイロット燃焼部１１は、燃料供給
部１４から供給された燃料がパイロット燃料噴射弁１２
から保炎筒１３内のパイロット燃焼室に燃料を噴霧する
一方、保炎筒１３に穿設された複数の空気孔１３ａ…か
らパイロット燃焼室に所定量の空気が流入して燃料と混
合し、図２に示すように、所定の保炎筒１３内に向けて
配設された点火プラグ２３により燃料が着火されること
により、パイロット燃焼室内で燃焼が行われるようにな
っている。これにより、希薄状態とされていない燃料が
燃焼するので、良好な着火性と容易に吹き消えしない安
定燃焼が得られるようになっている。
【００２２】一方、希薄燃料供給部１５…、図２に示す
ように、パイロット燃焼部１１…の配設位置よりエンジ
ン本体の軸線からの半径が大きい（Ｒ3）円周方向に列
状に配設され、さらに、パイロット燃焼部１１…の配設
位置より半径が小さい（Ｒ１）円周方向に列状に配設さ
れている。これら希薄燃料供給部１５は、図１に示すよ
うに、メイン燃料噴射弁１６と、このメイン燃料噴射弁
１６の先端に連続して設けられた予混合予蒸発管１７
と、メイン燃料噴射弁１６の先端部周囲に配設された空
気旋回器１８とで概略構成されている。
ように、パイロット燃焼部１１…の配設位置よりエンジ
ン本体の軸線からの半径が大きい（Ｒ3）円周方向に列
状に配設され、さらに、パイロット燃焼部１１…の配設
位置より半径が小さい（Ｒ１）円周方向に列状に配設さ
れている。これら希薄燃料供給部１５は、図１に示すよ
うに、メイン燃料噴射弁１６と、このメイン燃料噴射弁
１６の先端に連続して設けられた予混合予蒸発管１７
と、メイン燃料噴射弁１６の先端部周囲に配設された空
気旋回器１８とで概略構成されている。
【００２３】予混合予蒸発管１７は短尺な筒状部材であ
り、管外（例えば、圧縮機２から供給される空気の熱）
から得られる熱量により管内の燃料を熱して蒸発させ、
ガス状燃料とするものである。これにより、燃料の粒径
が小さくなり圧縮空気と燃料の混合性が良好となり、Ｎ
ＯＸの発生を防止することができる。
り、管外（例えば、圧縮機２から供給される空気の熱）
から得られる熱量により管内の燃料を熱して蒸発させ、
ガス状燃料とするものである。これにより、燃料の粒径
が小さくなり圧縮空気と燃料の混合性が良好となり、Ｎ
ＯＸの発生を防止することができる。
【００２４】また、メイン燃料噴射弁１６の具体的構造
としては、気流微粒化式燃料噴射弁が使用されており、
燃料供給部１４から符号１９で示す燃料通路に燃料が供
給されて予混合予蒸発管１７内に膜状の燃料が噴霧され
る一方、軸上の空気通路２０及び外周側に設けられた空
気通路２１を通過してきた圧縮空気が前記膜状の燃料の
内外を挟みこんだ状態で所定方向に旋回混合して予混合
予蒸発管１７内に噴出させるものである。この気流微粒
化式燃料噴射弁１６の使用により、旋回空気流により燃
料が確実に微粒化されて空気旋回器１８から送りこまれ
る圧縮空気との混合性が良好となる。また、燃料は、希
薄状態（燃料の量に対して空気の量が当量比が０．３〜
０．８程度）とされる。
としては、気流微粒化式燃料噴射弁が使用されており、
燃料供給部１４から符号１９で示す燃料通路に燃料が供
給されて予混合予蒸発管１７内に膜状の燃料が噴霧され
る一方、軸上の空気通路２０及び外周側に設けられた空
気通路２１を通過してきた圧縮空気が前記膜状の燃料の
内外を挟みこんだ状態で所定方向に旋回混合して予混合
予蒸発管１７内に噴出させるものである。この気流微粒
化式燃料噴射弁１６の使用により、旋回空気流により燃
料が確実に微粒化されて空気旋回器１８から送りこまれ
る圧縮空気との混合性が良好となる。また、燃料は、希
薄状態（燃料の量に対して空気の量が当量比が０．３〜
０．８程度）とされる。
【００２５】また、気流微粒化式燃料噴射弁１６の先端
部に設けられている空気旋回器１８は、予混合予蒸発管
１７内に流入する圧縮空気との混合性を高めるとともに
気流微粒化式燃料噴射弁１６から噴霧される燃料の旋回
方向に対して、圧縮空気を逆方向に旋回させるものであ
る。このように、気流微粒化式燃料噴射弁１６から噴霧
される燃料と空気旋回器１８からの圧縮空気の旋回方向
が逆となることにより、互いの空気の流れの旋回成分が
打ち消し合って予混合予蒸発管１７内で流れの淀みがな
くなり、予混合予蒸発管１７の中で自着火が起きること
がない。
部に設けられている空気旋回器１８は、予混合予蒸発管
１７内に流入する圧縮空気との混合性を高めるとともに
気流微粒化式燃料噴射弁１６から噴霧される燃料の旋回
方向に対して、圧縮空気を逆方向に旋回させるものであ
る。このように、気流微粒化式燃料噴射弁１６から噴霧
される燃料と空気旋回器１８からの圧縮空気の旋回方向
が逆となることにより、互いの空気の流れの旋回成分が
打ち消し合って予混合予蒸発管１７内で流れの淀みがな
くなり、予混合予蒸発管１７の中で自着火が起きること
がない。
【００２６】そして、気流微粒化式燃料噴射弁１６及び
空気旋回器１８によって圧縮空気と燃料との混合性が高
められることにより、予混合予蒸発管１７を短尺に設計
しても、十分に圧縮空気と燃料の混合性を良好とするこ
とができる。
空気旋回器１８によって圧縮空気と燃料との混合性が高
められることにより、予混合予蒸発管１７を短尺に設計
しても、十分に圧縮空気と燃料の混合性を良好とするこ
とができる。
【００２７】ここで、予混合予蒸発管１７の燃焼室１０
を臨む出口１７ａには、頂点を予混合予蒸発管１７内部
に向けた円錐形状の絞り２２が配設されており、この絞
り２２は、旋回羽根２２ａ…により予混合予蒸発管１７
に固定されている。
を臨む出口１７ａには、頂点を予混合予蒸発管１７内部
に向けた円錐形状の絞り２２が配設されており、この絞
り２２は、旋回羽根２２ａ…により予混合予蒸発管１７
に固定されている。
【００２８】前記絞り２２が設けられることにより、予
混合予蒸発管１７内部の混合気は加速されながら燃焼室
１０側へ流出していき、燃焼室１０側から予混合予蒸発
管１７への逆火防止がなされる。また、絞り２２が円錐
形状をし、しかもその周囲に旋回羽根２２ａが配設され
ることにより、混合気は予混合予蒸発管１７の出口１７
ａで流れが広がり、出口１７ａの中心部に循環流が生じ
て燃焼室１０内の火炎が安定するとともに、パイロット
燃焼部１１とこの循環流とが干渉し、パイロット燃焼部
１１からの火移りが良好となりやすい。
混合予蒸発管１７内部の混合気は加速されながら燃焼室
１０側へ流出していき、燃焼室１０側から予混合予蒸発
管１７への逆火防止がなされる。また、絞り２２が円錐
形状をし、しかもその周囲に旋回羽根２２ａが配設され
ることにより、混合気は予混合予蒸発管１７の出口１７
ａで流れが広がり、出口１７ａの中心部に循環流が生じ
て燃焼室１０内の火炎が安定するとともに、パイロット
燃焼部１１とこの循環流とが干渉し、パイロット燃焼部
１１からの火移りが良好となりやすい。
【００２９】したがって、本実施例のガスタービン燃焼
器１は、以下に示す優れた効果を得ることができる。 エンジン本体の軸線を中心とした円周方向に、良好
な着火と保炎性が得られるパイロット燃焼部１１…が列
状に設けられ、パイロット燃焼部１１…の上下の円周方
向に、燃料と空気との混合性が良好となる予混合予蒸発
管１７を備えた希薄燃料供給部１５…が列状に設けられ
た構造とされ、燃焼室１０内全域が燃焼領域となるよう
に設計されているので、ＮＯXの低減化と燃焼器の長さ
の短縮化を同時に達成することができる。 希薄燃料供給部１５に気流微粒化式燃料噴射弁１６
が使用されたことにより、旋回空気流により燃料が確実
に微粒化されて圧縮空気との混合性が高められる。 気流微粒化式燃料噴射弁１６の先端部に空気旋回器
１８が設けられたことにより、予混合予蒸発管１７の短
縮化を図ることができ、また、気流微粒化式燃料噴射弁
１６から噴霧される燃料と、空気旋回器１８からの圧縮
空気の旋回方向が逆とされることにより、予混合予蒸発
管１７の中で自着火が起きず、かつ予混合予蒸発管１７
の中で空気が逆流したり淀むことがない。 予混合予蒸発管１７の出口１７ａに絞り２２が設け
られることにより、予混合予蒸発管１７内部の燃料空気
は加速が与えられて燃焼室１０側へ流出していき、燃焼
室１０側から予混合予蒸発管１７への逆火防止がなされ
る。また、回転する絞り固定部材２３が設けられること
により、予混合予蒸発管１７の出口１７ａでの燃料空気
の流れが広がり、隣接する出口１７ａ、１７ａの中心部
に逆流が生じて燃焼室１０内の火炎が安定するととも
に、パイロット燃焼部１１…からの火移りが良好とな
る。
器１は、以下に示す優れた効果を得ることができる。 エンジン本体の軸線を中心とした円周方向に、良好
な着火と保炎性が得られるパイロット燃焼部１１…が列
状に設けられ、パイロット燃焼部１１…の上下の円周方
向に、燃料と空気との混合性が良好となる予混合予蒸発
管１７を備えた希薄燃料供給部１５…が列状に設けられ
た構造とされ、燃焼室１０内全域が燃焼領域となるよう
に設計されているので、ＮＯXの低減化と燃焼器の長さ
の短縮化を同時に達成することができる。 希薄燃料供給部１５に気流微粒化式燃料噴射弁１６
が使用されたことにより、旋回空気流により燃料が確実
に微粒化されて圧縮空気との混合性が高められる。 気流微粒化式燃料噴射弁１６の先端部に空気旋回器
１８が設けられたことにより、予混合予蒸発管１７の短
縮化を図ることができ、また、気流微粒化式燃料噴射弁
１６から噴霧される燃料と、空気旋回器１８からの圧縮
空気の旋回方向が逆とされることにより、予混合予蒸発
管１７の中で自着火が起きず、かつ予混合予蒸発管１７
の中で空気が逆流したり淀むことがない。 予混合予蒸発管１７の出口１７ａに絞り２２が設け
られることにより、予混合予蒸発管１７内部の燃料空気
は加速が与えられて燃焼室１０側へ流出していき、燃焼
室１０側から予混合予蒸発管１７への逆火防止がなされ
る。また、回転する絞り固定部材２３が設けられること
により、予混合予蒸発管１７の出口１７ａでの燃料空気
の流れが広がり、隣接する出口１７ａ、１７ａの中心部
に逆流が生じて燃焼室１０内の火炎が安定するととも
に、パイロット燃焼部１１…からの火移りが良好とな
る。
【００３０】次に、上記構成からなるガスタービン燃焼
器を採用したガスタービンエンジンの低出力時若しくは
高出力時の動作態様について作用とともに説明する。着
火からアイドルまでの低出力時には、燃料供給部１４か
ら各パイロット燃焼部１１…への燃料供給によって燃焼
動作が行われる。これにより、パイロット燃焼部１１の
保炎筒１２の燃焼室と、燃焼室１０とが燃焼領域とな
り、長い燃焼領域が得られるので高い燃焼効率が得られ
るとともに、パイロット燃焼部１１…では希薄状態とさ
れていない燃料が燃焼するので、着火性が良好で容易に
吹き消えしない安定した燃焼となる。
器を採用したガスタービンエンジンの低出力時若しくは
高出力時の動作態様について作用とともに説明する。着
火からアイドルまでの低出力時には、燃料供給部１４か
ら各パイロット燃焼部１１…への燃料供給によって燃焼
動作が行われる。これにより、パイロット燃焼部１１の
保炎筒１２の燃焼室と、燃焼室１０とが燃焼領域とな
り、長い燃焼領域が得られるので高い燃焼効率が得られ
るとともに、パイロット燃焼部１１…では希薄状態とさ
れていない燃料が燃焼するので、着火性が良好で容易に
吹き消えしない安定した燃焼となる。
【００３１】一方、高出力時においては、パイロット燃
焼部１１…とともに希薄燃料供給部１５…にも燃料供給
部１４から燃料が供給されていく。希薄燃料供給部１５
…の燃料は、多量の圧縮空気の導入とともに、気流微粒
化式燃料噴射弁１６、空気旋回器１８及び予混合予蒸発
管１７の作用により十分に圧縮空気との混合性が高めら
れて希薄燃料となる。そして、この希薄燃料が燃焼室１
０に流入すると、その燃焼領域は燃焼室１０だけの長さ
であるから滞留時間を短時間とすることができる。これ
により、本実施例のガスタービン燃焼器は、図３におい
て黒丸（●）間で示すＮＯX量から明らかなように、Ｎ
ＯX量を大幅に低減することができる。
焼部１１…とともに希薄燃料供給部１５…にも燃料供給
部１４から燃料が供給されていく。希薄燃料供給部１５
…の燃料は、多量の圧縮空気の導入とともに、気流微粒
化式燃料噴射弁１６、空気旋回器１８及び予混合予蒸発
管１７の作用により十分に圧縮空気との混合性が高めら
れて希薄燃料となる。そして、この希薄燃料が燃焼室１
０に流入すると、その燃焼領域は燃焼室１０だけの長さ
であるから滞留時間を短時間とすることができる。これ
により、本実施例のガスタービン燃焼器は、図３におい
て黒丸（●）間で示すＮＯX量から明らかなように、Ｎ
ＯX量を大幅に低減することができる。
【００３２】
【発明の効果】以上説明したように、本発明の請求項１
記載のガスタービン燃焼器は、着火時からアイドルまで
の低出力状態では、パイロット燃焼部のパイロット保炎
筒内部の燃焼室と、燃焼筒の燃焼室との長い燃焼領域と
なるので、高い燃焼効率が得られるとともに、着火性が
良好で吹き消えしない安定した燃焼となる。また、高出
力時に、希薄燃料供給部の予混合予蒸発管により圧縮空
気との混合性が高められた希薄燃料が燃焼筒内部に流入
すると、その燃焼領域は燃焼筒内部だけの長さであるか
ら燃焼滞留時間を短時間とすることができ、それにより
排気ガス内の窒素酸化物を低減させることができる。
記載のガスタービン燃焼器は、着火時からアイドルまで
の低出力状態では、パイロット燃焼部のパイロット保炎
筒内部の燃焼室と、燃焼筒の燃焼室との長い燃焼領域と
なるので、高い燃焼効率が得られるとともに、着火性が
良好で吹き消えしない安定した燃焼となる。また、高出
力時に、希薄燃料供給部の予混合予蒸発管により圧縮空
気との混合性が高められた希薄燃料が燃焼筒内部に流入
すると、その燃焼領域は燃焼筒内部だけの長さであるか
ら燃焼滞留時間を短時間とすることができ、それにより
排気ガス内の窒素酸化物を低減させることができる。
【００３３】また、請求項２記載のガスタービン燃焼器
によれば、メイン燃料噴射弁による旋回空気流により、
燃料が確実に微粒化されて圧縮空気との混合性を高める
ことができる。
によれば、メイン燃料噴射弁による旋回空気流により、
燃料が確実に微粒化されて圧縮空気との混合性を高める
ことができる。
【００３４】また、請求項３記載のガスタービン燃焼器
によれば、予混合予蒸発管の短縮化を図ることが可能で
あり、かつ予混合予蒸発管の中で自着火が起きず、また
予混合予蒸発管の中で空気が逆流したり淀むことがな
い。
によれば、予混合予蒸発管の短縮化を図ることが可能で
あり、かつ予混合予蒸発管の中で自着火が起きず、また
予混合予蒸発管の中で空気が逆流したり淀むことがな
い。
【００３５】また、請求項４または５記載のガスタービ
ン燃焼器によれば、燃焼室側から予混合予蒸発管への逆
火防止がなされるとともに、予混合予蒸発管の出口での
燃料空気の流れが広がって、隣接する出口間の中心部に
逆流が生じて燃焼室内の火炎が安定するとともに、パイ
ロット燃焼部からの火移りを良好とすることができる。
ン燃焼器によれば、燃焼室側から予混合予蒸発管への逆
火防止がなされるとともに、予混合予蒸発管の出口での
燃料空気の流れが広がって、隣接する出口間の中心部に
逆流が生じて燃焼室内の火炎が安定するとともに、パイ
ロット燃焼部からの火移りを良好とすることができる。
【００３６】また、請求項６記載のガスタービン燃焼器
によれば、排気ガスのＮＯX低減化をさらに促進するこ
とができる。
によれば、排気ガスのＮＯX低減化をさらに促進するこ
とができる。
【００３７】したがって、本発明は、空気との混合性が
高められた燃料を使用して、着火時から高出力時におい
て燃焼筒内部の全域が有効に燃焼領域として使用され、
それにより、燃焼器の長さの短縮化及び窒素酸化物の低
減化を同時に達成したガスタービン燃焼器を提供するこ
とができる。
高められた燃料を使用して、着火時から高出力時におい
て燃焼筒内部の全域が有効に燃焼領域として使用され、
それにより、燃焼器の長さの短縮化及び窒素酸化物の低
減化を同時に達成したガスタービン燃焼器を提供するこ
とができる。
【図１】本発明のガスタービン燃焼器を示す断面図であ
る。
る。
【図２】図１におけるIIーII矢視断面図である。
【図３】本発明のガスタービン燃焼器を使用したガスタ
ービンエンジンの窒素酸化物量を示す図である。
ービンエンジンの窒素酸化物量を示す図である。
１ ガスタービン燃焼器 ２ 圧縮機側 ３ 燃焼筒 ４ 燃料ノズル部 ９ 燃焼室隔壁 １０ 燃焼室 １１ パイロット燃焼部 １２ パイロット燃料噴射弁 １３ 保炎筒（パイロット保炎筒） １４ 燃料供給部 １５ 希薄燃料供給部 １６ メイン燃料噴射弁（気流微粒化式燃料噴射弁） １７ 予混合予蒸発管 １７ａ 予混合予蒸発管の出口 １８ 空気旋回器 ２２ 絞り ２２ａ 旋回羽根 ２３ 点火プラグ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 藤 秀実 東京都西多摩郡瑞穂町殿ヶ谷229番地 石 川島播磨重工業株式会社瑞穂工場内
Claims (6)
- 【請求項１】 圧縮機から送り込まれた圧縮空気と燃料
との混合及び燃料着火を行う燃料ノズル部と、該燃料ノ
ズル部と燃焼室隔壁を介して後段側に連続配置されて供
給された燃料を燃焼させる一体環状構造の燃焼筒とを備
えたガスタービン燃焼器であって、 前記燃料ノズル部は、出口が環状の燃焼室隔壁の中央部
の周方向にわたって同心円上に配設されている複数のパ
イロット燃焼部と、該パイロット燃焼部のピッチサーク
ルより大きい径および小さい径の同心円上に配置され、
かつその出口が燃焼室隔壁のパイロット燃焼部の出口の
近傍に位置するように配設された複数の希薄燃料供給部
と、前記パイロット燃焼部内の燃料の着火を行う点火プ
ラグとで構成されており、 前記パイロット燃焼部は、パイロット燃料噴射弁と、そ
の先端部に接続されたパイロット保炎筒とで構成され、
火炎がパイロット保炎筒から前記燃焼筒内まで伸びる構
造とされているとともに、 前記希薄燃料供給部は、圧縮空気の混合量を多くして前
記燃焼筒に希薄燃料を供給するメイン燃料噴射弁と、こ
のメイン燃料噴射弁の先端部に接続されて圧縮空気との
燃料の混合及び燃料蒸発を促進させる予混合予蒸発管と
で構成されていることを特徴とするガスタービン燃焼
器。 - 【請求項２】 請求項１記載のガスタービン燃焼器にお
いて、 メイン燃料噴射弁は、旋回する空気流により燃料を微粒
化する気流微粒化式燃料噴射弁で構成されていることを
特徴とするガスタービン燃焼器。 - 【請求項３】請求項２記載のガスタービン燃焼器におい
て、 気流微粒化式燃料噴射弁の先端部には、予混合予蒸発管
内部への供給空気流を旋回させる空気旋回器が設けられ
ているとともに、気流微粒化式燃料噴射弁の空気流と空
気旋回器からの空気流の旋回方向が逆に設定されている
ことを特徴とするガスタービン燃焼器。 - 【請求項４】 請求項１、２または３記載のガスタービ
ン燃焼器において、 予混合予蒸発管の出口に、燃焼筒への空気流を加速させ
る円錐状の絞りが設けられていることを特徴とするガス
タービン燃焼器。 - 【請求項５】 請求項４記載のガスタービン燃焼器にお
いて、 前記絞りを固定する部材を、混合気の流れに旋回を与え
るための旋回羽根構造としたことを特徴とするガスター
ビン燃焼器。 - 【請求項６】 請求項１、２、３、４または５記載のガ
スタービン燃焼器において、 圧縮機から送られてくる圧縮空気は、燃焼筒へ送られる
冷却用空気以外の空気全てを燃料ノズル部の希薄燃料供
給部へ供給することを特徴とするガスタービン燃焼器。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP12177193A JP3371467B2 (ja) | 1993-05-24 | 1993-05-24 | ガスタービン燃焼器 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP12177193A JP3371467B2 (ja) | 1993-05-24 | 1993-05-24 | ガスタービン燃焼器 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06331147A true JPH06331147A (ja) | 1994-11-29 |
| JP3371467B2 JP3371467B2 (ja) | 2003-01-27 |
Family
ID=14819485
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP12177193A Expired - Lifetime JP3371467B2 (ja) | 1993-05-24 | 1993-05-24 | ガスタービン燃焼器 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3371467B2 (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2000046332A (ja) * | 1998-07-27 | 2000-02-18 | Asea Brown Boveri Ag | ガス状の燃料でガスタ―ビンを運転する方法及び装置 |
| JP2002250516A (ja) * | 2001-02-22 | 2002-09-06 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | ガスタービン用低ＮＯｘ燃焼器 |
| JP2005195014A (ja) * | 2003-12-30 | 2005-07-21 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジンの運転中に燃焼器動圧を低下させるための方法及び装置 |
| CN108534180A (zh) * | 2018-05-02 | 2018-09-14 | 中国科学院工程热物理研究所 | 发动机用燃烧室 |
-
1993
- 1993-05-24 JP JP12177193A patent/JP3371467B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2000046332A (ja) * | 1998-07-27 | 2000-02-18 | Asea Brown Boveri Ag | ガス状の燃料でガスタ―ビンを運転する方法及び装置 |
| JP2002250516A (ja) * | 2001-02-22 | 2002-09-06 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | ガスタービン用低ＮＯｘ燃焼器 |
| JP4605685B2 (ja) * | 2001-02-22 | 2011-01-05 | 株式会社Ｉｈｉ | ガスタービン用低ＮＯｘ燃焼器 |
| JP2005195014A (ja) * | 2003-12-30 | 2005-07-21 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジンの運転中に燃焼器動圧を低下させるための方法及び装置 |
| CN108534180A (zh) * | 2018-05-02 | 2018-09-14 | 中国科学院工程热物理研究所 | 发动机用燃烧室 |
| CN108534180B (zh) * | 2018-05-02 | 2023-08-15 | 中国科学院工程热物理研究所 | 发动机用燃烧室 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3371467B2 (ja) | 2003-01-27 |
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