JPS61140722A - ガスタ−ビン燃焼装置 - Google Patents

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】 〔発明の技術分野〕 本発明は、一つの燃焼室にパイロット燃焼領域とメイン
燃焼領域とに分区されたそのメイン燃焼領域に希薄燃料
としての混合気を混入し、窒素酸化物（以下ＮＯｘと記
す）の生成を抑制するガスタービン燃焼装置の改良に関
する。

〔発明の技術的背景〕

近時、ガスタービン設備は、大気汚染防止の見地から、
低ＮＯｘの開発がなされており、その一つとして燃焼ガ
スに希薄燃料（混合気）を混入し、局所的に高温領域を
取除く手法が講じられている。

ところが、この手法は定格運転時において、かなりの成
果をおさめているものの、一度、ガスタービン設備が部
分負荷に入ると、混合気の燃料濃度が可燃限界以下にな
り、十分な燃焼がしなくなるおそれがある。

かかる欠点を解消する一手段として、一つの燃焼器に二
つの燃料供給系統を設け、一系統はメイン燃焼領域を作
り出すために使用され、残の系統はパイロット燃焼領域
を作り出すために使用されるものがある。

ここに、第４図は上記従来のガスタービン燃焼装置の概
略構成を示し、燃焼器（１）にはパイロット燃焼室（２
）とメイン燃焼室（３）とが一つの容器内に区分されて
いる。パイロット燃焼室（２）の先端は、第１の燃料供
給系ｆｃ（４）から送られてくる燃料を噴霧・噴口する
燃料噴射装置（５）が設けである。この燃料噴射装置（
５）の周囲は、燃料に旋回流を与えて好適に燃焼せしめ
るスワラ−（６）が環状列に周設されている。一方、メ
イン燃焼室（３）Ｋは、その側壁に予混合室（７）が連
設されており、この予混合室（７）は第２の燃料供給系
統（８）に結ばれていて、送られてくる燃料に過分の空
気を加えて混合気（９）を作り出している。したがって
、パイロット燃焼室（２）のガス温度が高くとも、予混
合室（力からの混合気（９）によって適度に温度が下げ
られ、これによってＮＯｘの生成を極力抑えている。な
お、符号０〔はパイロット燃焼室（２）の空気孔であり
、また符号（１１）もメイン燃焼室（３）の空気孔であ
る。

〔背景技術の問題点〕

ところで、上記二系統の燃料供給ラインを有していても
、ガスタービン設備の負荷変動は滋しく、その運転が部
分負荷領域に入ると、たちまちメイン燃焼室（３）の燃
料が可燃限界以下に落ち入ることがある。このため、燃
料の可燃限界以下になると、例えば第５図乃至第６図に
示されるように、第２の燃料供給系統（８）が用いられ
、燃料の不足分をバックアップしている。すなわち、第
５図は負荷変化に対するメイン燃焼室（３）に送給され
る燃料量およびパイロット燃焼室（２）に送給される燃
料量のそれぞれの分担分を図式化したものであって、こ
の場合、燃焼不良があると、メイン燃焼室（２）Ｋ送給
される第２の燃料供給系統（８）からの燃料が増分され
、部分負荷時の出力低下を補っている（第６図参照）。

しかしながら、この方法でも中間負荷時に混合気が希薄
になり、パイロット燃焼室（２）からの燃焼ガスに混入
しても十分燃焼しきれず、燃焼効率が悪くなっている。

この欠点を補うため、第７図に示す手法もある。第７図
も負荷変化に対するメイン燃焼室（３）に送給される燃
料量およびパイロット燃焼室（２）に送給される燃料量
のそれぞれの分担分を図式化したものである。この方法
では、第８図に示されるように、燃焼効率の悪い中間負
荷時、パイロット燃料だけで負荷に対応し、ある段階を
越えたらパイロット燃料をステップ状に減らしてその分
メイン燃料を注入する。するとメイン部分の当量比が燃
焼に充分な程度高くなり高い燃焼効率を保つことができ
る。しかしこの方法では中間負荷の大部分が通常の一段
燃焼器と同じことになり、パイロット部での局所当量比
が１前後になって燃焼ガスが高温化し、ＮＯｘが多量発
生してしまう。

〔発明の目的〕

本発明は、上記の事情に照してなされたものであって、
全負荷領域においてＮＯｘの生成が抑制され、またＮＯ
ｘ生成の抑制に基づく出力低下のないようにするガスタ
ービン燃焼装置を提供するものである。

〔発明の概要〕

上記目的達成のため、本発明はガスタービン燃焼装置の
側壁に混合気を犬、中、小に分区してパイロット燃焼領
域またはメイン燃焼領域に送給できるよう透口を穿設し
たものであって、これら透口にはそれぞれ通路口が連設
されることを特徴とし、これら通路口を通じて各燃・焼
領域に混合気を送給するものである。

〔発明の実施例〕

以下添付図を参照して本発明の一実施例を説明する。

第１図において、符号（１）は燃焼器を示し、との燃焼
器（１）の先端は、燃料噴射装置（５）を有している。

燃料噴射装置（５）は制御弁（８ａ）を経て第１の燃料
供給系統（８）に結ばれており、この第１の燃料供給系
統（８）からの燃料をスワラ−（６）Ｋよって噴霧・旋
回せしめている。また、燃焼器（１）の側壁には、ヘッ
ダ翰が設けてあり、このヘッダ（２■は第２の燃料供給
系統（４）を経て制御弁（４ａ）　Ｋ結ばれている。

上記ヘッダ（イ）は、燃焼器（１）の側壁に環状的に配
設されており、その−側は透口（２１ａ）、（２１ｂ）
、（２１ｃ）を有している。これら透口のうち、第１の
透口（２１ａ）は側壁の横断軸に対し、傾め前方に開設
され、第２の透口（２１ｂ）は側壁の横断軸と平行に開
設され、まだ第３の透口（２１Ｃ）は側壁の横断軸に対
し、傾め後方に開設されている。第１の透口（２１ａ）
は第１の通路口（２２ａ）に、第２の透口（２１ｂ）は
第２の通路口（２２ｂ）に、第３の透口（２１ｃ）は第
３の通路口（２２ｃ　）にそれぞれ連通せしめられてお
り、これらの通路口（２２ａ）　、　（２２ｂ）　、　
（２２Ｇ）はパイロット燃焼室（２）、メイン燃焼室（
３）に通じている。なお、符号Ｅは図示しない圧縮機か
ら送られてくる高圧空気を示し、この高圧空気によって
燃焼器（１）の側壁（特に内筒の側壁）を冷している。

次に作用を説明する。図示しない圧縮機から吐出した圧
縮空気（２）はアニユラ−空気流路（２５）と通路口（
２２ａ）、（２２ｂ）、（２２Ｃ）にはいり、アニユラ
−空気流路（２５）にはいっだ空気は内筒壁面冷却空気
のとスワラ−（６）を通過した旋回空気＋２６１になる
。この旋回空気ＣＩ！６１　ｅ用いて燃料噴射装置（５
）から噴射される燃料（２７）がパイロット燃焼室（２
）で燃焼する。混合気を作るだめの空気は通路口（２２
ａ）、（２２ｂ）、（２２ｃ）に流入する前に透口（２
１ａ）　、（２１ｂ）　、（２１ｃ）からの燃料と混合
し、通路口（２２ａ）、（２２ｂ）、（２２ｃ）を経て
パイロット燃焼室（２）、メイン燃焼室（３）に入る。

この実施例は、メイン燃料が定格流量のときの図であり
。

このうち透口（２１ａ）から噴出する燃料は貫通距離が
大きく、最も内側の通路口（２２ａ）−ｊで達し、ここ
で混合気になる。角度と径の違う透口（２１ｂ）。

（２１Ｃ）から噴出する燃料は、それぞれの貫通距離の
違いにより、２つの通路口（２２ｂ）、、　（２２ｃ）
に達するようになっている。このようなしくみでそれぞ
れの通路口（２２ａ）、（２２ｂ）、（２２ｃ）で適度
な燃料濃度の予混合気になるようになっている。メイン
燃料が定格より小さいときの燃料ジェットのようすを示
したのが第２図である、燃料流量が少量のときはどのジ
ェットにも貫通力が足りなく、最も外側の通路口（２２
ａ）に全部の燃料が流入する。燃料流量が中間量のとき
は貫通距離の大きいジェットが中間の通路口（２２ｂ）
まで達してここで予混合気を形成し、貫通距離の小さい
ジェットは外側の通路口（２２ａ）で予混合気を形成す
る。定格流量時は前述したとおりである。

以上のように動作する本実施例がもたらす効果を説明す
る。このような構造で動作させると無負荷状態に近いと
きはパイロット燃料のみを供給し、高燃焼効率で拡散燃
焼をする。負荷が小さいときはすべてのメイン燃料が外
側の通路口（２２ａ）にだけ供給され、他の通路口（２
２ｂ）　、（２２ｃ）からは空気だけが噴出する。この
ため全体の予混合気用空気に混合すれば希薄すぎて着火
しないようなメイン燃料流量でも適度の濃度になり、着
火し、希薄予混合燃焼するので高燃焼効率の低ＮＯｘ燃
焼をする。

負荷が中間量の場合は尾部側の透口（２１ｃ）だけ燃料
が供給されず空気だけが噴出し、他の透口（２１ａ）。

（２１ｂ）からは適度の燃料濃度の予混合気が噴出し、
希薄予混合燃焼して高燃焼効率の低ＮＯｘ燃焼をする。

定格負荷の時は全部の透口（２１ａ）、（２１ｂ）、（
２１ｃ）から予混合気が噴出して同様に高燃焼効率の低
ＮＯｘ燃焼を行なう。以上のように本発明の予混合ダク
トを用いると全負荷範囲に渡って高燃焼効率の低ＮＯｘ
燃焼を達成することのできる燃焼器を提供することがで
きる。

本発明は前述し−だ実施例に限定されることなく、趣旨
を変更しない範囲で種々変形して実施することができる
。その例として第３図に示すように通路口（イ）を多重
アニユラ−にせず、一つのアニユラ−にすることも考え
られる。混合の不均一を利用して予混合気の濃度に差を
つけるものである。メイン燃料が少量のときは燃料ジェ
ットの貫通距離が小さく、全体に混合しない。そのため
、尾部側の予混合気噴出孔（１４Ｃ）には燃料が達せず
、前述した多重アニユラ−の方法と同じ効果がある。多
重アニユラ一方式より濃度に差をつける効果は小さいが
通常の予混合方式よりはるかに中間負荷時の燃焼効率は
改善される。また、多重アニユラ一方式より構造が更に
シンプルになる利点がある。

〔発明の効果〕

以上説明したように、本発明によれば、燃焼器の側壁に
、混合気を犬、中、小に区分してパイロット燃焼領域ま
たはメイン燃焼領域に供給できるよう透口を穿設し、こ
の透口は通路口を経て上記パイロット燃焼領域、メイン
燃焼領域に連通ずるようにしたから、負荷が変化しても
、ＮＯｘの生成は抑制され、またその変化時における出
力低下も防止することが期待できる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の一実施例を示す概略図、第２図は第１
図の部分拡大図、第３図は本発明の他の実施例を示す図
、第４図は従来の実施例を示す概略図、第５図はパイロ
ット燃焼室、メイン燃焼室に供給される燃料量割合を示
す模式図、第６図は第５図の燃料量割合によって燃焼不
良を示す模式図、第７図もパイロット燃焼室、メイン燃
焼室に供給される燃料量割合を示す模式図、第８図は第
７図の燃料量割合によってＮＯｘの発生量を示す模式図
である。 １・・・燃焼器　　　　　　２・・パイロット燃焼室３
・・メイン燃焼室　　　２０・・・ヘッダ２１ａ、２１
ｂ、２１Ｃ透口　　２２ａ　、２２ｂ　、　２２０　　
通路口代理人　弁理士　則　近　憲　佑　（ばか１名）
第５図 負　荷　（Ｚ） 第６図 Ｈ−一勺Ｔ、゛ｒ尭不良−−− 第７図 第８図 −ＮＱ発←

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. （１）燃焼器の先端に燃料噴射装置を設けてパイロット
   燃焼領域を作り、また燃焼器の側壁に希薄燃料混合気が
   通過する側路を設けてメイン燃焼領域を作り、前記燃料
   噴射装置からの燃焼ガスによつてもたらされるメイン燃
   焼領域に、前記混合気を混合せしめるガスタービン燃焼
   装置において、前記側壁には混合気を大、中、小に分区
   して前記パイロット燃焼領域またはメイン燃焼領域に送
   給できるよう透口を穿設するとともに、前記透口にそれ
   ぞれ通路口が連設されることを特徴とするガスタービン
   燃焼装置。
2. （２）透口は、混合気が少ないとき、側壁の横断軸に対
   して傾め前方に開設し、混合気が中程度のとき、側壁の
   横断軸に平行に、また混合気が多いとき、側壁の横断軸
   に対して傾め後方にそれぞれ開設することを特徴とする
   特許請求の範囲第１項記載のガスタービン燃焼装置。