JPH06341610A - 燃焼器 - Google Patents
燃焼器Info
- Publication number
- JPH06341610A JPH06341610A JP15128393A JP15128393A JPH06341610A JP H06341610 A JPH06341610 A JP H06341610A JP 15128393 A JP15128393 A JP 15128393A JP 15128393 A JP15128393 A JP 15128393A JP H06341610 A JPH06341610 A JP H06341610A
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- JP
- Japan
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- nozzle
- gas
- gas fuel
- combustor
- pilot nozzle
- Prior art date
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 パイロットノズル用ガス燃料の量を減ずるこ
となく、燃焼器から排出されるNOx量を低減するこ
と。 【構成】 ガスタービン燃焼器等の燃焼器において、パ
イロットノズル用バーナスロート6の先端外周部に(又
は該バーナスロート6の内壁面上に)少なくとも1つの
還元用ガスノズル31を設け、このノズル31から還元
用ガス燃料34をパイロットノズル用ガス燃料18の燃
焼によって形成された拡散炎20の内部および拡散炎2
0の先端部に吹き込んで、還元領域36を形成するよう
にしたもの。
となく、燃焼器から排出されるNOx量を低減するこ
と。 【構成】 ガスタービン燃焼器等の燃焼器において、パ
イロットノズル用バーナスロート6の先端外周部に(又
は該バーナスロート6の内壁面上に)少なくとも1つの
還元用ガスノズル31を設け、このノズル31から還元
用ガス燃料34をパイロットノズル用ガス燃料18の燃
焼によって形成された拡散炎20の内部および拡散炎2
0の先端部に吹き込んで、還元領域36を形成するよう
にしたもの。
Description
【0001】
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービン、ガス焚
きボイラ、化学工業炉等に適用される燃焼器に関する。
きボイラ、化学工業炉等に適用される燃焼器に関する。
【0002】
【従来の技術】図5は、従来技術の一例として、ガスタ
ービンに適用されている従来の燃焼器を示す断面図、図
6は図5中のパイロットノズル部分を拡大して詳細に示
す図、図7は図5中の1つのメインノズル部分を拡大し
て詳細に示す図である。
ービンに適用されている従来の燃焼器を示す断面図、図
6は図5中のパイロットノズル部分を拡大して詳細に示
す図、図7は図5中の1つのメインノズル部分を拡大し
て詳細に示す図である。
【0003】これらの図において、燃焼器本体1の内側
には燃焼器内筒2が設けられている。そして、燃焼器内
筒2の一端側には、複数の予混合型メインノズル3が周
状に配置されており、その中心部分にパイロットノズル
4が設けられている。また、メインノズル3及びパイロ
ットノズル4の各先端外周部には、それぞれ、バーナス
ロート5及び6が設けられている。パイロットノズル4
とバーナスロート6との間には旋回翼7が設けられてい
ると共に、図6に示すようにパイロットバーナ4の先端
近くには着火電極8が設けられている。更に、燃焼器内
筒2の内部は燃焼室9を形成し、その外側すなわち燃焼
器本体1の内面と燃焼器内筒2との間の空間は空気流路
10となっている。なお、図5において11はガスター
ビン室である。
には燃焼器内筒2が設けられている。そして、燃焼器内
筒2の一端側には、複数の予混合型メインノズル3が周
状に配置されており、その中心部分にパイロットノズル
4が設けられている。また、メインノズル3及びパイロ
ットノズル4の各先端外周部には、それぞれ、バーナス
ロート5及び6が設けられている。パイロットノズル4
とバーナスロート6との間には旋回翼7が設けられてい
ると共に、図6に示すようにパイロットバーナ4の先端
近くには着火電極8が設けられている。更に、燃焼器内
筒2の内部は燃焼室9を形成し、その外側すなわち燃焼
器本体1の内面と燃焼器内筒2との間の空間は空気流路
10となっている。なお、図5において11はガスター
ビン室である。
【0004】以上述べた構成において、図示されていな
い空気圧縮機から燃焼器本体1内に送られて来た燃焼用
空気12は、パイロットノズル用1次空気13と、予混
合型メインノズル用1次空気14と、2次空気15との
3系統に分けられる。そして、パイロットノズル用1次
空気13はパイロットノズル4のスロート6内に旋回翼
7を通して送り込まれ、また予混合型メインノズル用1
次空気14は各予混合型メインノズル3のスロート5内
に送り込まれ、更に2次空気15は空気流路10を流
れ、多数の2次空気孔16を通って燃焼器内筒2内の燃
焼室9に送り込まれる。
い空気圧縮機から燃焼器本体1内に送られて来た燃焼用
空気12は、パイロットノズル用1次空気13と、予混
合型メインノズル用1次空気14と、2次空気15との
3系統に分けられる。そして、パイロットノズル用1次
空気13はパイロットノズル4のスロート6内に旋回翼
7を通して送り込まれ、また予混合型メインノズル用1
次空気14は各予混合型メインノズル3のスロート5内
に送り込まれ、更に2次空気15は空気流路10を流
れ、多数の2次空気孔16を通って燃焼器内筒2内の燃
焼室9に送り込まれる。
【0005】一方、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17は、パイロットノズル
用ガス燃料18と予混合型メインノズル用ガス燃料19
との2系統に分けられる。そして、パイロットノズル用
ガス燃料18は、パイロットノズル4へ送り込まれ、そ
の先端に穿設されている複数のパイロットノズル用ガス
燃料噴孔4aからパイロットノズル用バーナスロート6
内へ噴射されて、着火電極8(図6参照)により着火
し、パイロットノズル用バーナスロート6内へ旋回翼7
を通して送り込まれて来るパイロットノズル用1次空気
13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20である。
ら送り込まれて来たガス燃料17は、パイロットノズル
用ガス燃料18と予混合型メインノズル用ガス燃料19
との2系統に分けられる。そして、パイロットノズル用
ガス燃料18は、パイロットノズル4へ送り込まれ、そ
の先端に穿設されている複数のパイロットノズル用ガス
燃料噴孔4aからパイロットノズル用バーナスロート6
内へ噴射されて、着火電極8(図6参照)により着火
し、パイロットノズル用バーナスロート6内へ旋回翼7
を通して送り込まれて来るパイロットノズル用1次空気
13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20である。
【0006】また、予混合型メインノズル用ガス燃料1
9は、各予混合型メインノズル3へ送り込まれ、その先
端に穿設されている複数の予混合型メインノズル用ガス
燃料噴孔3aから予混合型メインノズル用バーナスロー
ト5内へ噴射される。この場合、図7に詳細に示されて
いるように、予混合型メインノズル用ガス燃料19の噴
射方向は、別途予混合型メインノズル3の外周部から同
バーナスロート5内へ送り込まれて来る予混合型メイン
ノズル用1次空気14との混合を迅速に且つ効果的に行
わせるために、予混合型メインノズル用1次空気14の
流れに対して略々90°で吹込むようになっている。
9は、各予混合型メインノズル3へ送り込まれ、その先
端に穿設されている複数の予混合型メインノズル用ガス
燃料噴孔3aから予混合型メインノズル用バーナスロー
ト5内へ噴射される。この場合、図7に詳細に示されて
いるように、予混合型メインノズル用ガス燃料19の噴
射方向は、別途予混合型メインノズル3の外周部から同
バーナスロート5内へ送り込まれて来る予混合型メイン
ノズル用1次空気14との混合を迅速に且つ効果的に行
わせるために、予混合型メインノズル用1次空気14の
流れに対して略々90°で吹込むようになっている。
【0007】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5内へ吹込まれた予混合型メインノズル用
ガス燃料19と同1次空気14とは、予混合型メインノ
ズル用バーナスロート5内で充分に混合した後、燃焼室
9内へ吹込まれて、パイロットノズル4が形成する拡散
炎20によって着火し、予混合炎21を形成する。
ーナスロート5内へ吹込まれた予混合型メインノズル用
ガス燃料19と同1次空気14とは、予混合型メインノ
ズル用バーナスロート5内で充分に混合した後、燃焼室
9内へ吹込まれて、パイロットノズル4が形成する拡散
炎20によって着火し、予混合炎21を形成する。
【0008】このパイロットノズル4が形成する拡散炎
20は、予混合型メインノズル3が形成する予混合炎2
1の着火の安定を図る。すなわち、予混合型メインノズ
ル3が形成する予混合炎21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3に
保炎器を設け、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、および予混合型メインノズル
3、同バーナスロート5、該保炎器等の焼損が懸念され
る。従って、予混合型メインノズル3が形成する予混合
炎21の着火安定の維持は、パイロットノズル4が形成
する拡散炎20によって行うことになる。
20は、予混合型メインノズル3が形成する予混合炎2
1の着火の安定を図る。すなわち、予混合型メインノズ
ル3が形成する予混合炎21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3に
保炎器を設け、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、および予混合型メインノズル
3、同バーナスロート5、該保炎器等の焼損が懸念され
る。従って、予混合型メインノズル3が形成する予混合
炎21の着火安定の維持は、パイロットノズル4が形成
する拡散炎20によって行うことになる。
【0009】また、通常、ガスタービン燃焼器におい
て、予混合型メインノズル用ガス燃料19の燃料配分割
合は全ガス燃料17の90%以上であり、パイロットノ
ズル用ガス燃料18は全体の数%に過ぎない。そして、
従来のガスタービン燃焼器は予混合型メインノズル3が
形成する予混合炎21の空気比〔=予混合型メインノズ
ル用1次空気14の量/(予混合型メインノズル用ガス
燃料19の量×理論空気量)〕を約2.0に、またパイ
ロットノズル4が形成する拡散炎20の空気比〔=パイ
ロットノズル用1次空気13の量/(パイロットノズル
用ガス燃料18の量×理論空気量)〕を約0.8〜1.0
に設定して、燃焼室9の前半において略々燃焼を完結す
る。
て、予混合型メインノズル用ガス燃料19の燃料配分割
合は全ガス燃料17の90%以上であり、パイロットノ
ズル用ガス燃料18は全体の数%に過ぎない。そして、
従来のガスタービン燃焼器は予混合型メインノズル3が
形成する予混合炎21の空気比〔=予混合型メインノズ
ル用1次空気14の量/(予混合型メインノズル用ガス
燃料19の量×理論空気量)〕を約2.0に、またパイ
ロットノズル4が形成する拡散炎20の空気比〔=パイ
ロットノズル用1次空気13の量/(パイロットノズル
用ガス燃料18の量×理論空気量)〕を約0.8〜1.0
に設定して、燃焼室9の前半において略々燃焼を完結す
る。
【0010】このようにして生成された燃焼ガスは燃焼
室9の後半において、燃焼室9内へ別途送り込まれて来
た2次空気15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22(含有O2≒10.5%)とし
てガスタービン室11へ送り込まれる。
室9の後半において、燃焼室9内へ別途送り込まれて来
た2次空気15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22(含有O2≒10.5%)とし
てガスタービン室11へ送り込まれる。
【0011】
【発明が解決しようとする課題】ところで、以上述べた
従来のガスタービン燃焼器によって生成されるガスター
ビン駆動用排ガス22の含有NOxは、約60ppm
(O2=15%ベース)と高いものであった。そして、
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の改善
が必要となってきている。
従来のガスタービン燃焼器によって生成されるガスター
ビン駆動用排ガス22の含有NOxは、約60ppm
(O2=15%ベース)と高いものであった。そして、
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の改善
が必要となってきている。
【0012】すなわち、従来のガスタービン燃焼器にあ
っては、前述した如く予混合型メインノズル3の燃料配
分率は約90〜95%で計画されているが、予混合型メ
インノズル3が形成する予混合炎21はそれ自身では保
炎が困難なため、パイロットノズル4が形成する火炎に
よって着火の安定を図る必要がある。従って、パイロッ
トノズル4が形成する火炎は常時安定で且つ複数の予混
合型メインノズル3の全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が、同一燃焼量であれば予
混合炎21よりも拡散炎20の方が長くなるのは衆知の
通りであり、このため、従来のパイロットノズル4の多
くは拡散炎20を形成するよう配慮されてきた。
っては、前述した如く予混合型メインノズル3の燃料配
分率は約90〜95%で計画されているが、予混合型メ
インノズル3が形成する予混合炎21はそれ自身では保
炎が困難なため、パイロットノズル4が形成する火炎に
よって着火の安定を図る必要がある。従って、パイロッ
トノズル4が形成する火炎は常時安定で且つ複数の予混
合型メインノズル3の全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が、同一燃焼量であれば予
混合炎21よりも拡散炎20の方が長くなるのは衆知の
通りであり、このため、従来のパイロットノズル4の多
くは拡散炎20を形成するよう配慮されてきた。
【0013】そして、このようなガスタービン燃焼器に
よって生成される燃焼排ガス22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21と燃料
配分割合が数%の拡散炎20とからそれぞれ発生するN
Oxの和となる。
よって生成される燃焼排ガス22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21と燃料
配分割合が数%の拡散炎20とからそれぞれ発生するN
Oxの和となる。
【0014】図8は、ガス燃料による燃焼試験結果の一
例で、NOx発生量と空気比との関係を示したものであ
る。この図8より、燃料配分割合を予混合炎21/拡散
炎20=95%/5%とすれば、(1)空気比=2.0
の予混合炎21のNOx発生量は8ppm、(2)空気
比=0.8〜1.0の拡散炎20のNOx発生量は空気比
=0.9で170ppmであり、(3)そのトータルN
Oxは(予混合炎側:8×0.95=7.6ppm)+
(拡散炎側:170×0.05=8.5ppm)=16.
1ppmとなる故、(4)NOxは予混合炎側から
(7.6/16.1)×100=47.2%、拡散炎側か
ら(8.5/16.1)×100=52.8%の割合で発
生していることになる。
例で、NOx発生量と空気比との関係を示したものであ
る。この図8より、燃料配分割合を予混合炎21/拡散
炎20=95%/5%とすれば、(1)空気比=2.0
の予混合炎21のNOx発生量は8ppm、(2)空気
比=0.8〜1.0の拡散炎20のNOx発生量は空気比
=0.9で170ppmであり、(3)そのトータルN
Oxは(予混合炎側:8×0.95=7.6ppm)+
(拡散炎側:170×0.05=8.5ppm)=16.
1ppmとなる故、(4)NOxは予混合炎側から
(7.6/16.1)×100=47.2%、拡散炎側か
ら(8.5/16.1)×100=52.8%の割合で発
生していることになる。
【0015】このように、パイロットノズル4によって
形成される拡散炎20は、燃料配分割合が全体の数%で
あるにも係らず、NOx発生量は全体の1/2以上をも
占める。更に、NOx低減を図るためには、パイロット
ノズル4の燃料配分割合を減少する必要があるが、これ
はガスタービン燃焼器全体の燃焼安定性を脅かす恐れが
あるので、これも限度がある。
形成される拡散炎20は、燃料配分割合が全体の数%で
あるにも係らず、NOx発生量は全体の1/2以上をも
占める。更に、NOx低減を図るためには、パイロット
ノズル4の燃料配分割合を減少する必要があるが、これ
はガスタービン燃焼器全体の燃焼安定性を脅かす恐れが
あるので、これも限度がある。
【0016】本発明は、このような従来技術の課題を解
決するためになされたもので、ガスタービン燃焼器等の
燃焼器において、パイロットノズル用ガス燃料の量を減
ずることなく、燃焼器から排出されるNOx量を低減す
ることを目的とする。
決するためになされたもので、ガスタービン燃焼器等の
燃焼器において、パイロットノズル用ガス燃料の量を減
ずることなく、燃焼器から排出されるNOx量を低減す
ることを目的とする。
【0017】
【課題を解決するための手段】上記の課題を解決するた
めに、本発明は、ガスタービン燃焼器等の燃焼器におい
て、パイロットノズル用バーナスロートの先端外周部
に、又は該バーナスロートの内壁面上に、パイロットノ
ズル用ガス燃料の燃焼によって形成された拡散炎の内部
および該拡散炎の先端部に還元用ガス燃料を吹き込む、
少なくとも1つの還元用ガスノズルを設けたものであ
る。
めに、本発明は、ガスタービン燃焼器等の燃焼器におい
て、パイロットノズル用バーナスロートの先端外周部
に、又は該バーナスロートの内壁面上に、パイロットノ
ズル用ガス燃料の燃焼によって形成された拡散炎の内部
および該拡散炎の先端部に還元用ガス燃料を吹き込む、
少なくとも1つの還元用ガスノズルを設けたものであ
る。
【0018】
【作用】上記の手段によれば、パイロットノズル用バー
ナスロートの先端外周部に又は該バーナスロートの内壁
面上に設けた還元用ガスノズルから還元用ガス燃料が、
パイロットノズル用ガス燃料の燃焼によって形成された
拡散炎の内部および該拡散炎の先端部に吹き込まれて、
還元領域を形成する。従って、上記拡散炎から発生した
NOxはこの還元領域において分解され、大部分はN2
に還元されるため、パイロットノズル用ガス燃料によっ
て生成した燃焼ガス中の残存NOxは激減する。この結
果、パイロットノズル用ガス燃料の量を減ずることな
く、燃焼器から排出されるNOx量を減少することがで
きる。
ナスロートの先端外周部に又は該バーナスロートの内壁
面上に設けた還元用ガスノズルから還元用ガス燃料が、
パイロットノズル用ガス燃料の燃焼によって形成された
拡散炎の内部および該拡散炎の先端部に吹き込まれて、
還元領域を形成する。従って、上記拡散炎から発生した
NOxはこの還元領域において分解され、大部分はN2
に還元されるため、パイロットノズル用ガス燃料によっ
て生成した燃焼ガス中の残存NOxは激減する。この結
果、パイロットノズル用ガス燃料の量を減ずることな
く、燃焼器から排出されるNOx量を減少することがで
きる。
【0019】
【実施例】以下、図面を参照して本発明の実施例につい
て詳細に説明する。図1は本発明をガスタービン燃焼器
に適用した場合の一実施例を示す断面図であって、図5
〜図7に示したものと同一の部分には同一の符号を付し
て、重複する説明は省略する。
て詳細に説明する。図1は本発明をガスタービン燃焼器
に適用した場合の一実施例を示す断面図であって、図5
〜図7に示したものと同一の部分には同一の符号を付し
て、重複する説明は省略する。
【0020】図1に示すように、本実施例によれば、パ
イロットノズル用バーナスロート6の先端外周部には複
数の還元用ガスノズル31が設けられている。パイロッ
トノズル用バーナスロート6の先端外周部に還元用ガス
ノズル31を設置するスペースが無い場合には、図2に
示すように、パイロットノズル用バーナスロート6の壁
を貫通させて、内壁上に還元用ガスノズル31を設ける
ようにする。そして、各還元用ガスノズル31は還元用
ガスノズルヘッダ32に接続され、該還元用ガスノズル
ヘッダ32は還元用ガス燃料管33に接続されている。
イロットノズル用バーナスロート6の先端外周部には複
数の還元用ガスノズル31が設けられている。パイロッ
トノズル用バーナスロート6の先端外周部に還元用ガス
ノズル31を設置するスペースが無い場合には、図2に
示すように、パイロットノズル用バーナスロート6の壁
を貫通させて、内壁上に還元用ガスノズル31を設ける
ようにする。そして、各還元用ガスノズル31は還元用
ガスノズルヘッダ32に接続され、該還元用ガスノズル
ヘッダ32は還元用ガス燃料管33に接続されている。
【0021】この還元用ガス燃料管33にはパイロット
ノズル用ガス燃料18の一部34が還元用ガス燃料とし
て供給される。従って、この還元用ガス燃料34は、還
元用ガス燃料管33および還元用ガスノズルヘッダ32
を通して還元用ガスノズル31に供給され、噴射され
る。この場合、例えば図2に示す実施例では、還元用ガ
スノズル31の先端部には還元用ガスノズル噴孔35が
直進及び内向き(拡散炎20側向き)に穿設されている
ので、還元用ガス燃料34はこれら噴孔35からパイロ
ットノズル用ガス燃料18の燃焼によって形成された拡
散炎20の内部および拡散炎20の先端部に吹き込ま
れ、還元領域36(図1参照)を形成する。
ノズル用ガス燃料18の一部34が還元用ガス燃料とし
て供給される。従って、この還元用ガス燃料34は、還
元用ガス燃料管33および還元用ガスノズルヘッダ32
を通して還元用ガスノズル31に供給され、噴射され
る。この場合、例えば図2に示す実施例では、還元用ガ
スノズル31の先端部には還元用ガスノズル噴孔35が
直進及び内向き(拡散炎20側向き)に穿設されている
ので、還元用ガス燃料34はこれら噴孔35からパイロ
ットノズル用ガス燃料18の燃焼によって形成された拡
散炎20の内部および拡散炎20の先端部に吹き込ま
れ、還元領域36(図1参照)を形成する。
【0022】従って、拡散炎20によって発生したNO
x(大部分はNO)は、還元領域36において、 等の化学反応により分解される。ここで、上式中、*印
は化学反応初期のラジカルを表し、NHiはN化合物を
代表して表したものである。
x(大部分はNO)は、還元領域36において、 等の化学反応により分解される。ここで、上式中、*印
は化学反応初期のラジカルを表し、NHiはN化合物を
代表して表したものである。
【0023】一般には、NOの分解反応は反応域温度が
高く、還元領域の空気比も低い程、活発であることが知
られている。すなわち、本発明者等が行った実験結果を
図3および図4を参照してこれを説明すると、図3はN
O分解率〔={(1−還元領域出口NO)/還元領域入
口NO}×100〕と還元領域における空気比との関係
を示し、また図4はNO分解率と還元領域におけるガス
温度との関係を示す。そして、これらの図から明らかな
ように、NO分解率は、図3より還元領域における空気
比が低い程、高くなる傾向にあり、また図4より還元領
域におけるガス温度が1000℃以上、理想的には12
00℃以上において高いことが判る。
高く、還元領域の空気比も低い程、活発であることが知
られている。すなわち、本発明者等が行った実験結果を
図3および図4を参照してこれを説明すると、図3はN
O分解率〔={(1−還元領域出口NO)/還元領域入
口NO}×100〕と還元領域における空気比との関係
を示し、また図4はNO分解率と還元領域におけるガス
温度との関係を示す。そして、これらの図から明らかな
ように、NO分解率は、図3より還元領域における空気
比が低い程、高くなる傾向にあり、また図4より還元領
域におけるガス温度が1000℃以上、理想的には12
00℃以上において高いことが判る。
【0024】そこで、これ等を考慮して、本発明では、
図1に示した拡散炎20を強固なスタビライザとして使
用するため、安定した着火燃焼を維持できる空気比(≒
1近傍)で燃焼させ、次いで拡散炎20の内部および拡
散炎20の先端部の高温領域に還元用ガス燃料34を投
入して高温・低空気比の還元領域36を形成させ、拡散
炎20から発生するNOxの低減を図るようにしたもの
である。
図1に示した拡散炎20を強固なスタビライザとして使
用するため、安定した着火燃焼を維持できる空気比(≒
1近傍)で燃焼させ、次いで拡散炎20の内部および拡
散炎20の先端部の高温領域に還元用ガス燃料34を投
入して高温・低空気比の還元領域36を形成させ、拡散
炎20から発生するNOxの低減を図るようにしたもの
である。
【0025】なお、以上述べた実施例においては、還元
用ガス燃料34としてパイロットノズル用ガス燃料18
の一部を用いたが、これに限られるものではなく、ガス
燃料17の一部を適当な箇所から分流して用いることが
できる。また、還元用ガスノズル31は単数であっても
よい。更に、本発明は、ガスタービン燃焼器のみなら
ず、ガス焚きボイラ、化学工業炉等の燃焼器にも広く適
用できるものである。
用ガス燃料34としてパイロットノズル用ガス燃料18
の一部を用いたが、これに限られるものではなく、ガス
燃料17の一部を適当な箇所から分流して用いることが
できる。また、還元用ガスノズル31は単数であっても
よい。更に、本発明は、ガスタービン燃焼器のみなら
ず、ガス焚きボイラ、化学工業炉等の燃焼器にも広く適
用できるものである。
【0026】
【発明の効果】以上述べたように、本発明によれば、ガ
スタービン燃焼器等の燃焼器において、パイロットノズ
ル用バーナスロートの先端外周部に又は該バーナスロー
トの内壁面上に少なくとも1つの還元用ガスノズルを設
け、このノズルから還元用ガス燃料をパイロットノズル
用ガス燃料の燃焼によって形成された拡散炎の内部およ
び該拡散炎の先端部に吹き込んで還元領域を形成するよ
うにしたので、パイロットノズル用ガス燃料の量を減ず
ることなく、拡散炎から発生するNOxの大部分をこの
還元領域において還元して、燃焼器から排出されるNO
xの低減を図ることができる。
スタービン燃焼器等の燃焼器において、パイロットノズ
ル用バーナスロートの先端外周部に又は該バーナスロー
トの内壁面上に少なくとも1つの還元用ガスノズルを設
け、このノズルから還元用ガス燃料をパイロットノズル
用ガス燃料の燃焼によって形成された拡散炎の内部およ
び該拡散炎の先端部に吹き込んで還元領域を形成するよ
うにしたので、パイロットノズル用ガス燃料の量を減ず
ることなく、拡散炎から発生するNOxの大部分をこの
還元領域において還元して、燃焼器から排出されるNO
xの低減を図ることができる。
【図1】本発明を、ガスタービン燃焼器に適用した場合
の一実施例を示す断面図である。
の一実施例を示す断面図である。
【図2】本発明の他の実施例を示す、パイロットノズル
部分の断面図である。
部分の断面図である。
【図3】NOx分解率と還元領域空気比との関係を示す
図である。
図である。
【図4】NOx分解率と還元領域ガス温度との関係を示
す図である。
す図である。
【図5】従来のガスタービン燃焼器を示す断面図であ
る。
る。
【図6】図5中のパイロットノズル部分を拡大して詳細
に示す図である。
に示す図である。
【図7】図5中の1つのメインノズル部分を拡大して詳
細に示す図である。
細に示す図である。
【図8】NOxと空気比との関係を示す図である。
3 メインノズル 4 パイロットノズル 6 パイロットノズル用バーナスロート 12 燃焼用空気 17 ガス燃料 18 パイロットノズル用ガス燃料 20 拡散炎 31 還元用ガスノズル 34 還元用ガス燃料 36 還元領域
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 大栗 正治 長崎県長崎市深堀町5丁目717番1 長菱 エンジニアリング株式会社内
Claims (2)
- 【請求項1】パイロットノズル用バーナスロートの先端
外周部に、パイロットノズル用ガス燃料の燃焼によって
形成された拡散炎の内部および該拡散炎の先端部に還元
用ガス燃料を吹き込む、少なくとも1つの還元用ガスノ
ズルを有することを特徴とする燃焼器。 - 【請求項2】パイロットノズル用バーナスロートの内壁
面上に、パイロットノズル用ガス燃料の燃焼によって形
成された拡散炎の内部および該拡散炎の先端部に還元用
ガス燃料を吹き込む、少なくとも1つの還元用ガスノズ
ルを有することを特徴とする燃焼器。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP15128393A JPH06341610A (ja) | 1993-05-28 | 1993-05-28 | 燃焼器 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP15128393A JPH06341610A (ja) | 1993-05-28 | 1993-05-28 | 燃焼器 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH06341610A true JPH06341610A (ja) | 1994-12-13 |
Family
ID=15515301
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP15128393A Withdrawn JPH06341610A (ja) | 1993-05-28 | 1993-05-28 | 燃焼器 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JPH06341610A (ja) |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2014070785A (ja) * | 2012-09-28 | 2014-04-21 | Nippon Steel & Sumikin Chemical Co Ltd | 脱硝装置を備えた燃焼炉 |
JP2016114329A (ja) * | 2014-12-17 | 2016-06-23 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガス焚きバーナの運転方法及びガス焚きバーナ |
JP2018123755A (ja) * | 2017-01-31 | 2018-08-09 | 株式会社Ihi | 燃焼装置及びガスタービン |
WO2019188409A1 (ja) * | 2018-03-28 | 2019-10-03 | 株式会社Ihi | 燃焼装置及びガスタービン |
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JP2020139699A (ja) * | 2019-02-28 | 2020-09-03 | 株式会社Ihi | 燃焼器 |
-
1993
- 1993-05-28 JP JP15128393A patent/JPH06341610A/ja not_active Withdrawn
Cited By (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
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JPWO2019188012A1 (ja) * | 2018-03-28 | 2021-02-25 | 株式会社Ihi | 燃焼装置及びガスタービン |
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Legal Events
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