WO2017170477A1 - ガスタービン - Google Patents

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WO2017170477A1
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宮本　健司
智志 瀧口
正和 野勢
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三菱日立パワーシステムズ株式会社
三菱重工業株式会社
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Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine.
  • This application claims priority on Japanese Patent Application No. 2016-068018 filed on Mar. 30, 2016, the contents of which are incorporated herein by reference.
  • a general gas turbine includes a compressor that compresses external air to generate high-pressure air, a combustor that generates high-temperature and high-pressure combustion gas by mixing high-pressure air and fuel, and a combustion gas. And a turbine that is driven to rotate.
  • a combustor used in such a gas turbine one described in Patent Document 1 below is known.
  • the combustor according to Patent Document 1 mainly includes a combustion cylinder through which combustion gas flows and a plurality of nozzles that form a flame in the combustion cylinder. A flame formed by the nozzle generates high-temperature and high-pressure combustion gas in the combustion cylinder.
  • Flashback is a phenomenon in which abnormal combustion is caused by the propagation of a flame to fuel staying in an unexpected region in the combustor.
  • the flashback is more likely to occur.
  • the amount of NOx generated may increase. For this reason, there is an increasing demand for a gas turbine that can sufficiently suppress the occurrence of flashback even under high-temperature operating conditions and has a reduced amount of NOx generated.
  • the present invention has been made to solve the above problems, and provides a gas turbine that can be stably operated even at high temperatures.
  • the gas turbine includes a compressor that compresses external air to generate compressed air, a vehicle interior in which the compressed air is introduced, and the compression that is introduced from the vehicle interior.
  • Combusting air mixed with fuel to produce combustion gas a combustor having a cylinder through which the combustion gas passes, a turbine driven by the combustion gas, and the compressor A sub-compressor that can be operated independently; and a heat exchanger that bleeds the air in the vehicle interior and boosts the pressure in the sub-compressor, and then heat-exchanges the heat-exchanged air to cool the cylindrical body
  • a combustor cooling system to be introduced into the passage; and a combustor air introduction system for extracting air flowing through the combustor cooling system and introducing the air into the combustor.
  • a part of the air flowing through the combustor cooling system is extracted by the combustor air introduction system.
  • the extracted air By introducing the extracted air into the combustor, it is possible to reduce the possibility of air or fuel gas stagnation or stagnation occurring in each part of the combustor. Thereby, flashback can be suppressed.
  • the combustor air introduction system combusts air extracted from an extraction position on the vehicle compartment side of the heat exchanger in the combustor cooling system. It may be introduced into the vessel.
  • the pressure of the air flowing through the combustor air introduction system is equivalent to the compressed air in the passenger compartment. That is, air can be introduced into a relatively low pressure location in the combustor without providing another compressor or the like.
  • the combustor air introduction system combusts air extracted from an extraction position on the cooling passage side of the heat exchanger in the combustor cooling system. It may be introduced into the vessel.
  • the extraction position is on the cooling passage side with respect to the heat exchanger. That is, the air compressed by the sub compressor can be guided to the combustor air introduction system. Thereby, air can be stably introduced also into a relatively high pressure portion in the combustor.
  • the combustor is provided on an outer peripheral side of the cylindrical body, and the compressed air flows between the outer peripheral surface of the cylindrical body and the compressed air.
  • An outer cylinder that forms a path; and a peg in which an injection hole that injects the fuel in a direction intersecting the flow direction of the compressed air is formed in the air flow path.
  • a peg air hole for injecting the air supplied from the combustor air introduction system toward the downstream side in the flow direction of the compressed air may be formed.
  • the combustor supplies the fuel into the cylindrical body, mixes the compressed air with the compressed air, and burns the first nozzle.
  • a first swirler that is provided on the outer peripheral side and generates a swirl in the combustion gas, and is supplied from the combustor air introduction system toward the vortex center of the swirl at the tip of the first nozzle A first nozzle air hole for injecting air may be formed.
  • the swirl is generated by the first swirler on the downstream side of the tip of the first nozzle.
  • air containing a large amount of fuel may stay.
  • the 1st nozzle air hole is formed in the front-end
  • air air (air containing a large amount of fuel) staying at the center of the vortex can be pushed downstream. Therefore, it is possible to reduce the possibility that flashback occurs downstream of the first nozzle or an unexpected combustion region occurs.
  • the combustor in the gas turbine, is provided in parallel with the first nozzle and injects fuel for igniting the first nozzle.
  • the second nozzle is formed so as to surround the second nozzle injection hole from the outer peripheral side and injects air supplied from the combustor air introduction system. Nozzle air holes may be formed.
  • the second nozzle air hole that surrounds the second nozzle injection hole from the outer peripheral side is formed in the second nozzle.
  • possibility that the air which contains a large amount of fuel will retain around the 2nd nozzle injection hole can be reduced.
  • combustion conditions substantially equivalent to premixed combustion can be realized. Thereby, for example, when the load of the gas turbine is high, the amount of NOx generated can be reduced.
  • FIG. 5 is a view taken along line VV in FIG. 4. It is sectional drawing which shows the modification of the peg which concerns on 1st embodiment of this invention.
  • FIG. 7 is a view taken along line VII-VII in FIG. 6. It is a principal part enlarged view of the combustor (1st nozzle) which concerns on 2nd embodiment of this invention.
  • FIG. 11 is a view taken along line IX-IX in FIG. 10. It is a principal part enlarged view of the combustor (2nd nozzle) which concerns on 3rd embodiment of this invention.
  • a gas turbine 1 includes a compressor 2, a combustor 3, a turbine 4, a casing 5, a combustor cooling system 6, and a combustor air introduction system 7. It is equipped with.
  • Compressor 2 compresses external air to generate high-pressure compressed air. More specifically, the compressor 2 includes a compressor rotor 8 that rotates around the main axis Am, and a compressor casing 9 that covers the compressor rotor 8 from the outer peripheral side.
  • the turbine 4 includes a turbine rotor 10 that rotates about the main axis Am, and a turbine casing 11 that covers the turbine rotor 10 from the outer peripheral side.
  • the compressor rotor 8 and the turbine rotor 10 are integrally connected on the main axis Am to form a gas turbine rotor 12. Further, the compressor casing 9 and the turbine casing 11 are connected to each other to form a gas turbine casing 5 (hereinafter sometimes simply referred to as a casing 5).
  • a generator 13 is connected to one end of the gas turbine rotor 12.
  • the generator 13 is driven by the rotation of the gas turbine rotor 12 to extract electric power to the outside.
  • the combustor 3 generates high-temperature and high-pressure combustion gas by burning fuel in the compressed air generated by the compressor 2 described above.
  • the combustor 3 has a combustion cylinder 30 (cylinder) through which combustion gas passes.
  • the combustion cylinder 30 of this embodiment has a double tube structure.
  • a space between the inner peripheral side tube and the outer peripheral side tube of the combustion cylinder 30 is a cooling passage 31.
  • air supplied through a combustor cooling system 6 described later flows. Thereby, the combustion cylinder 30 exposed to the high temperature of combustion gas can be protected from heat.
  • the combustor cooling system 6 includes a first line 60 that connects the space in the casing 5 and the cooling passage 31 of the combustion cylinder 30, a heat exchanger 61 provided on the first line 60, and a sub And a compressor 62.
  • One end of the first line 60 communicates with the interior of the passenger compartment 5 to extract a part of the compressed air flowing through the passenger compartment 5.
  • the heat exchanger 61 exchanges heat between the extracted compressed air and external air.
  • the air heat-exchanged by the heat exchanger 61 is pressurized by the sub compressor 62 and becomes cooling air.
  • the sub compressor 62 is provided separately from the compressor 2 and can be operated independently of the compressor 2.
  • the combustor air introduction system 7 is provided on the second line 70, which connects the extraction position P upstream of the heat exchanger 61 on the first line 60 and the inside of the combustor 3.
  • the flow rate adjusting valve 71 is provided.
  • the air flowing through the second line 70 is supplied separately from the fuel to the peg 38, the first nozzle 34, and the second nozzle 35, all of which will be described later, in the combustor 3.
  • the combustor 3 includes a combustion cylinder 30, a swirler support cylinder 32, an outer cylinder 33, a first nozzle 34 and a second nozzle 35.
  • the combustion cylinder 30 is formed in a cylindrical shape extending along the central axis Ac.
  • the swirler support cylinder 32 is attached to one end side of the combustion cylinder 30.
  • the outer cylinder 33 is attached to one end side of the swirler support cylinder 32.
  • the first nozzle 34 and the second nozzle 35 are supported in the combustion cylinder 30 by the outer cylinder 33.
  • the side where the outer cylinder 33 is located with respect to the swirler support cylinder 32 is referred to as the upstream side.
  • the side where the combustion cylinder 30 is located with respect to the swirler support cylinder 32 is referred to as the downstream side.
  • the swirler support cylinder 32 has a smaller outer diameter than the combustion cylinder 30. A portion including the other end portion of the swirler support cylinder 32 is inserted into the inner peripheral side of the combustion cylinder 30.
  • the combustion cylinder 30 is fixed to the swirler support cylinder 32 through a connecting member 36 so as not to fall off.
  • the outer cylinder 33 is a bottomed cylindrical member provided so as to close the combustor insertion hole 50 formed in the casing 5.
  • the outer cylinder 33 includes a nozzle base 33A that supports the second nozzle 35 and the first nozzle 34, and an outer cylinder main body 33B that fixes and supports the nozzle base 33A with respect to the vehicle compartment 5.
  • the nozzle base 33A is a member formed in a substantially disc shape with the central axis Ac as a center, and one second nozzle 35 is inserted into a region including the center point. Further, on the outer peripheral side of the second nozzle 35, a plurality of first nozzles 34 are arranged at intervals in the circumferential direction of the central axis line Ac. Both the first nozzle 34 and the second nozzle 35 are substantially tubular. The fuel supplied from the fuel supply source circulates inside the first nozzle 34 and the second nozzle 35.
  • a fitting convex portion 33C that fits with the inner wall of the passenger compartment 5 is provided on the downstream surface of the outer cylinder main body 33B.
  • the fitting protrusion 33C protrudes from the bottom of the outer cylinder main body 33B toward the downstream side.
  • the inner peripheral surface of the fitting convex portion 33C is opposed to the outer peripheral surface of the swirler support cylinder 32 with a gap.
  • This gap is an air flow path FC for guiding the compressed air in the passenger compartment 5 into the combustor 3.
  • the part which connects the inner peripheral surface and bottom part of the fitting convex part 33C has comprised the curved shape.
  • a gap is formed between the upstream end of the swirler support cylinder 32 and the bottom of the outer cylinder main body 33B. Thereby, the compressed air led from the downstream side to the upstream side along the air flow path FC is introduced into the inside of the swirler support cylinder 32.
  • a peg 37 for supplying fuel into the air flow path FC is attached to the inner peripheral surface of the outer cylinder main body 33B.
  • the peg 37 is a rod-like nozzle provided so as to protrude from the inner peripheral surface of the outer cylinder main body 33B. More specifically, as shown in FIGS. 4 and 5, the peg 37 has a double tube structure.
  • the peg 37 has a peg inner pipe 38A through which the fuel F flows, and a peg outer pipe 38B provided on the outer peripheral side of the peg inner pipe 38A.
  • a gap that extends in the radial direction of these pipes is formed.
  • the peg air flow path 38C communicates with the second line 70 in the above-described combustor air introduction system 7.
  • the compressed air that circulates in the second line 70 circulates in the peg air flow path 38C.
  • a peg air hole 38D for injecting the air in the peg air flow path 38C toward the outside is formed.
  • a plurality of (two) injection holes 38E for injecting fuel are formed on the outer peripheral surface of the peg outer pipe 38B so as to communicate the inside and outside of the peg inner pipe 38A.
  • these two injection holes 38E are opened in a direction orthogonal to the direction in which the peg inner tube 38A extends. Further, the two injection holes 38E are opened in a direction away from each other in the diameter direction of the peg outer tube 38B.
  • the peg 37 thus configured is fixed to the outer cylinder main body 33B in the following posture. That is, as shown in FIG. 5, the two injection holes 38E are opened toward the direction intersecting (orthogonal) with the flow direction of the compressed air in the air flow path FC. The peg air hole 38D is opened toward the direction in which the compressed air flows away.
  • the compressor 2 is driven by a power source (not shown).
  • High-pressure compressed air is generated by driving the compressor 2.
  • the compressed air is introduced into the combustor 3 through the space in the passenger compartment 5.
  • a combustion flame is formed through ignition by an igniter (not shown).
  • high-temperature and high-pressure combustion gas is generated.
  • the combustion gas is further introduced into the subsequent turbine 4 through the space in the passenger compartment 5 to drive the turbine 4 to rotate.
  • an external device such as the generator 13 connected to the shaft end of the turbine rotor 10 is driven.
  • the temperature of the combustion gas generally reaches around 1500 ° C.
  • measures for protecting each member of the combustor 3 from radiant heat or the like are necessary. Therefore, in the gas turbine 1 according to the present embodiment, a part of the combustor 3 is cooled by the combustor cooling system 6 described above. More specifically, after a portion of the compressed air in the passenger compartment 5 is extracted through the first line 60, the combustion cylinder 30 is cooled through heat exchange by the heat exchanger 61 and compression by the sub compressor 62. The extracted compressed air is supplied into the passage 31. Thereby, the combustion cylinder 30 can be sufficiently protected from the radiant heat and the like.
  • a peg air hole 38D that opens toward the downstream side of the peg outer tube 38B is formed.
  • the compressed air in the passenger compartment 5 is injected from the peg air hole 38 ⁇ / b> D through the combustor air introduction system 7.
  • air and fuel staying on the downstream side of the peg outer pipe 38B can be pushed toward the downstream side. That is, the possibility of flashback around the peg 37 is sufficiently reduced, so that the gas turbine 1 can be stably operated even in a high temperature environment.
  • the first embodiment of the present invention has been described above, but various modifications can be made to the above configuration without departing from the gist of the present invention.
  • it was set as the structure which injects a fuel and air independently by making the peg 37 into a double pipe structure.
  • the form of the peg 37 is not limited to this, and the configuration shown in FIGS. 6 and 7 can be adopted.
  • the peg 37 (peg outer tube 38B) in the present modification is spaced inside the fuel flow path 34C through which fuel flows, and in the diameter direction of the peg 37 with respect to the fuel flow path 34C.
  • an air flow path FC provided as described above.
  • the fuel supplied from the fuel flow path 34C is injected outside through the injection hole 38E. From the air flow path FC, air is injected outside through the peg air hole 38D.
  • the peg 37 can be integrally formed by one member in addition to obtaining the same operational effects as those of the first embodiment. For this reason, it is possible to reduce the number of parts and improve the maintainability associated therewith.
  • the first nozzle 34 includes a cylindrical first nozzle body 34A through which fuel and compressed air circulate, and a first swirler provided upstream of the first nozzle body 34A.
  • the first nozzle body 34A extends from the upstream side toward the downstream side, and the end portion on the downstream side is formed in a pointed shape that gradually decreases in diameter from the upstream side toward the downstream side.
  • a plurality of first nozzle injection holes 34B for injecting fuel are formed in a portion slightly upstream from the downstream end of the first nozzle body 34A.
  • the first nozzle injection holes 34B are arranged at equal intervals in the circumferential direction of the first nozzle body 34A.
  • a fuel flow path 34C for circulating fuel is formed inside the first nozzle body 34A.
  • the fuel flow path 34C extends in a straight line parallel to the central axis Ac.
  • the first nozzle injection hole 34B forms a certain angle with respect to the fuel flow path 34C.
  • a first nozzle air hole 34D for injecting compressed air is formed at the downstream end (tip) of the first nozzle body 34A.
  • the first nozzle air hole 34D communicates with a first nozzle air flow path 34E formed inside the first nozzle body 34A.
  • the combustor air introduction system 7 described above is connected to the upstream side of the first nozzle air flow path 34E. That is, air circulated from the combustor air introduction system 7 is injected from the first nozzle air hole 34D.
  • the first swirler MS is provided on the outer peripheral surface of the first nozzle main body 34A and on the upstream side of the first nozzle injection hole 34B.
  • the first swirler MS has a plurality of swirler vanes arranged at equal intervals in the circumferential direction of the first nozzle body 34A. Each swirler vane forms a certain angle with respect to the extending direction of the first nozzle body 34A when viewed from the radial direction of the first nozzle body 34A.
  • a swirl component swirl flow component
  • the flow in which the swirl is generated by the first swirler MS flows from the upstream side toward the downstream side while turning in the circumferential direction of the first nozzle 34.
  • the compressed air in the passenger compartment 5 supplied from the upstream side of the first nozzle 34 flows through the space on the outer peripheral side of the first nozzle 34.
  • the flow of the compressed air contains the swirl component.
  • the fuel injected from the first nozzle injection hole 34B is mixed with the flow of compressed air containing the swirl component in a further downstream region, and a premixed gas is generated.
  • the flame formed by the second nozzle 35 described above propagates to the premixed gas.
  • the premixed gas is ignited to form a premixed combustion flame extending from the upstream side toward the downstream side in the combustion cylinder 30, and a high-temperature and high-pressure combustion gas is generated.
  • the premixed combustion flame and the combustion gas also form a flow swirling in the circumferential direction of the first nozzle 34. For this reason, a swirl vortex center is formed on the extension line of the tip of the first nozzle 34. If the above premixed gas is trapped and stays in such a vortex center, the downstream flame may propagate and cause flashback.
  • the first nozzle air hole 34D is formed at the tip of the first nozzle body 34A as described above. Therefore, compressed air can be ejected from the first nozzle air hole 34D toward the vortex center. Thereby, the flow velocity component from the upstream side to the downstream side in the vortex center can be increased. Therefore, the possibility that the premixed gas stays at the vortex center can be reduced. At the same time, the fuel concentration at the vortex center can be lowered by the supplied compressed air. Therefore, according to the combustor 203 according to this embodiment, the possibility of flashback around the first nozzle 34 can be sufficiently reduced.
  • the second nozzle 35 has a double tube structure.
  • the second nozzle 35 has a second nozzle inner tube 35A and a second nozzle outer tube 35B.
  • the second nozzle inner tube 35A extends along the central axis Ac.
  • the second nozzle inner pipe 35A is formed with a fuel flow path 334C through which fuel flows.
  • the second nozzle outer tube 35B is provided coaxially with the second nozzle inner tube 35A.
  • the second nozzle outer tube 35B covers the second nozzle inner tube 35A from the outside.
  • the second nozzle inner tube 35A has a cylindrical shape.
  • a plurality of second nozzle injection holes 35C opening toward the downstream side are formed on the downstream end face of the second nozzle inner pipe 35A. More specifically, as shown in FIG. 10, a plurality of these second nozzle injection holes 35C are arranged at equal intervals in the circumferential direction of the central axis Ac. In the present embodiment, eight second nozzle injection holes 35C are formed.
  • a partition wall 35D having a cylindrical shape centering on the central axis Ac is provided inside the second nozzle inner pipe 35A and on the inner peripheral side of the second nozzle injection hole 35C.
  • a space extending in the radial direction of the central axis Ac is formed between the partition wall 35D and the inner peripheral surface of the second nozzle inner tube 35A. This space is a fuel flow path 334C through which fuel flows.
  • the second nozzle outer tube 35B is provided so as to cover the second nozzle inner tube 35A from the outer peripheral side and the downstream side of the central axis Ac.
  • a plurality of spacers 35E are provided between the second nozzle outer tube 35B and the second nozzle inner tube 35A. By this spacer 35E, a space is formed between the second nozzle inner tube 35A and the second nozzle outer tube 35B. This space is communicated with the above-described combustor air introduction system 7, thereby forming a second nozzle air flow path 35F through which compressed air flows.
  • a flow rate adjustment valve 71 for adjusting the air flow rate in the flow path is provided on the second nozzle air flow path 35F.
  • a plurality of (eight) second nozzle air holes 35G are formed in the downstream end face of the second nozzle outer pipe 35B and are opened at the same circumferential position as the second nozzle injection hole 35C. .
  • Each second nozzle air hole 35G has a larger opening diameter than the second nozzle injection hole 35C. That is, as shown in FIG. 10, when viewed from the direction of the central axis Ac, the outer peripheral side of the second nozzle injection hole 35C is surrounded by the opening edge of the second nozzle air hole 35G.
  • the second nozzle injection hole 35C and the second nozzle air hole 35G are both opened in a direction slightly inclined with respect to the central axis Ac. Specifically, the second nozzle injection hole 35C and the second nozzle air hole 35G are opened so as to go radially outward from the upstream side toward the downstream side. Further, in the present embodiment, the downstream end portion of the second nozzle injection hole 35C slightly protrudes from the downstream end surface of the second nozzle inner pipe 35A toward the downstream side.
  • the second swirler PS is provided on the outer peripheral surface of the second nozzle outer tube 35B, similarly to the first swirler MS in the second embodiment.
  • the second swirler PS has a plurality of swirler vanes arranged at intervals in the circumferential direction of the central axis Ac. By this second swirler PS, a swirl component is added to the compressed air flowing from the upstream side along the outer peripheral surface of the second nozzle 35.
  • the operation of the combustor 303 will be described.
  • the compressed air supplied from the inside of the passenger compartment 5 flows along the outer peripheral surface of the second nozzle 35 from the upstream side toward the downstream side.
  • the fuel supplied through the fuel flow path 334C is injected downstream through the second nozzle injection hole 35C.
  • This fuel is ignited by an ignition device (not shown) to generate a diffusion combustion flame (pilot flame).
  • the pilot flame propagates to the premixed gas supplied from the first nozzle 34, whereby the premixed combustion flame is formed, and high-temperature and high-pressure combustion gas is generated.
  • compressed air is supplied through the second nozzle air hole 35G into the flow of fuel injected from the second nozzle injection hole 35C. That is, gas in a state where compressed air and fuel are premixed can be injected from the second nozzle 35. Moreover, the flow rate of the compressed air is adjusted by providing the flow rate adjustment valve 71 on the extension of the second nozzle air flow path 35F.
  • the flow rate of the compressed air is set to zero so that the pilot The flame can be a diffusion combustion flame.
  • premixing from the second nozzle 35 is performed by supplying compressed air from the second nozzle air hole 35G. Gas can be blown out. That is, in addition to the first nozzle 34, the second nozzle 35 can realize combustion conditions equivalent to premixed combustion. Thus, the characteristics of the flame formed by the second nozzle 35 can be adjusted according to the operating state of the gas turbine 1. Therefore, the gas turbine 1 can be operated more stably and efficiently.
  • the flow velocity of the fluid in the vicinity of the second nozzle 35 is increased by the compressed air injected from the second nozzle air hole 35G as described above. As a result, it is possible to sufficiently reduce the possibility that high-concentration fuel stays in the region or that the staying fuel component ignites to cause flashback.
  • the relative positional relationship between the second nozzle 35 and the first nozzle 34 is not limited depending on the above-described embodiment, and other modes can be adopted depending on the design and specifications.
  • the combustor 3, the combustor 203, and the combustor 303 are not necessarily limited to those provided in the gas turbine 1, and can be applied to any mechanical device that generally requires combustion. It is.
  • the example which extracted the compressed air from the extraction position P of the compartment 5 side rather than the heat exchanger 61 in the combustor cooling system 6 was demonstrated.
  • the extraction position P is closer to the cooling passage 31 than the heat exchanger 61. That is, the air compressed by the sub compressor 62 can be guided to the combustor air introduction system 7. Thereby, air can be stably introduced also into a relatively high pressure portion in the combustor 3.
  • the gas turbine can provide a gas turbine that can be stably operated even at high temperatures.

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Abstract

ガスタービン（１）は、圧縮空気を生成する圧縮機（２）と、圧縮空気が導入される車室（５）と、燃焼ガスを生成する燃焼器（３）と、燃焼ガスによって駆動されるタービン（４）と、圧縮機（２）に対して独立に運転可能なサブ圧縮機（６２）と、車室（５）内の空気を抽気して、サブ圧縮機（６２）で昇圧した後に熱交換する熱交換器（６１）とを有し、熱交換された空気を燃焼器（３）の筒体（３０）の冷却通路（３１）に導入する燃焼器冷却系統（６）と、燃焼器冷却系統（６）を流通する空気を抽気して燃焼器（３）内に導入する燃焼器空気導入系統と、を備える。

Description

ガスタービン
　本発明は、ガスタービンに関する。
　本願は、２０１６年３月３０日に出願された特願２０１６－０６８０１８号について優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　一般的なガスタービンは、外部の空気を圧縮して高圧空気を生成する圧縮機と、高圧空気と燃料とを混合して燃焼させ、高温高圧の燃焼ガスを生成する燃焼器と、燃焼ガスによって回転駆動されるタービンと、を備えている。
　このようなガスタービンに用いられる燃焼器の一例として、下記特許文献１に記載されたものが知られている。特許文献１に係る燃焼器は、燃焼ガスが流通する燃焼筒と、燃焼筒内で火炎を形成する複数のノズルと、を主に備えている。ノズルによって形成された火炎によって燃焼筒内で高温高圧の燃焼ガスが生じる。
特開平５－２０３１４６号公報
　ところで、上記のような燃焼器の内部では、燃料と空気とが流通する過程で、フラッシュバックと呼ばれる現象が生じる場合がある。フラッシュバックとは、燃焼器内における予期しない領域に滞留している燃料に、火炎が伝播することで異常な燃焼を生じる現象である。
　近年では、ガスタービンの性能向上に伴って運転温度が従前に比べて上昇する傾向にあることから、上記のフラッシュバックがさらに生じやすくなっている。また、ガスタービンの運転温度の上昇に伴って、ＮＯｘの発生量が増大してしまう可能性がある。
　このため、高温の運転条件化でも、フラッシュバックの発生を十分に抑制することができるとともに、ＮＯｘ発生量が低減されたガスタービンに対する要請が高まっている。
　本発明は上記課題を解決するためになされたものであって、高温下でも安定して運転することができるガスタービンを提供する。
　本発明の第一の態様によれば、ガスタービンは、外部空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、前記圧縮空気が導入される車室と、前記車室内から導入された前記圧縮空気を燃料とともに混合して燃焼させて、燃焼ガスを生成するとともに、該燃焼ガスが内側を通過する筒体を有する燃焼器と、前記燃焼ガスによって駆動されるタービンと、前記圧縮機に対して独立に運転可能なサブ圧縮機と、前記車室内の空気を抽気して、前記サブ圧縮機で昇圧した後に熱交換する熱交換器とを有し、熱交換された空気を前記筒体の冷却通路に導入する燃焼器冷却系統と、前記燃焼器冷却系統を流通する空気を抽気して、前記燃焼器内に導入する燃焼器空気導入系統と、を備える。
　この構成によれば、燃焼器空気導入系統によって、燃焼器冷却系統を流通する空気の一部が抽気される。この抽気された空気を燃焼器内に導入することにより、当該燃焼器内における各部で、空気や燃料ガスの滞留やよどみ等が発生する可能性を低減することができる。これにより、フラッシュバックを抑制することができる。
　本発明の第二の態様によれば、上記ガスタービンでは、前記燃焼器空気導入系統は、前記燃焼器冷却系統における前記熱交換器よりも前記車室側の抽気位置から抽気した空気を前記燃焼器内に導入してもよい。
　この構成によれば、抽気位置が熱交換器よりも車室側にあることから、燃焼器空気導入系統を流れる空気の圧力は、車室内の圧縮空気と同等となる。すなわち、他の圧縮機等を設けることなく、燃焼器内における比較的に圧力の低い箇所に空気を導入することができる。
　本発明の第三の態様によれば、上記ガスタービンでは、前記燃焼器空気導入系統は、前記燃焼器冷却系統における前記熱交換器よりも前記冷却通路側の抽気位置から抽気した空気を前記燃焼器内に導入してもよい。
　この構成によれば、抽気位置が熱交換器よりも冷却通路側にある。つまり、サブ圧縮機で圧縮された空気を燃焼器空気導入系統に導くことができる。これにより、燃焼器における比較的に圧力の高い箇所に対しても安定的に空気を導入することができる。
　本発明の第四の態様によれば、上記ガスタービンでは、前記燃焼器は、前記筒体の外周側に設けられて、該筒体の外周面との間に前記圧縮空気が流通する空気流路を形成する外筒と、前記空気流路中で、前記圧縮空気の流通方向と交差する方向に前記燃料を噴射する噴射孔が形成されたペグと、を有し、前記ペグには、前記燃焼器空気導入系統から供給された空気を前記圧縮空気の流通方向下流側に向かって噴射するペグ空気孔が形成されていてもよい。
　この構成によれば、ペグにペグ空気孔が設けられていることから、当該ペグの周囲に空気を供給することができる。特に、ペグの下流側（圧縮空気の流通方向における下流側）では、淀み点が形成されやすいことから、燃料を多量に含む空気が滞留してしまう可能性がある。しかしながら、上記の構成によれば、ペグ空気孔から供給された空気によって、このような滞留や淀みを下流側に押し流すことができる。これにより、ペグの下流側でフラッシュバックが生じる可能性を低減することができる。
　本発明の第五の態様によれば、上記ガスタービンでは、前記燃焼器は、前記筒体内に前記燃料を供給し、前記圧縮空気と混合して燃焼させる第一ノズルと、前記第一ノズルの外周側に設けられ、前記燃焼ガスにスワールを生じさせる第一スワラと、を有し、前記第一ノズルの先端には、前記スワールの渦中心に向かって前記燃焼器空気導入系統から供給された空気を噴射する第一ノズル空気孔が形成されていてもよい。
　第一ノズル先端の下流側では、上記の第一スワラによってスワール（旋回流）が発生している。このような旋回流や渦の中心を含む領域では、燃料を多量に含む空気が滞留してしまう場合がある。しかしながら、上記の構成によれば、第一ノズルの先端に、第一ノズル空気孔が形成されていることから、渦中心に向かって空気を供給することができる。この空気の流れによって、渦中心で滞留していた空気（燃料を多量に含む空気）を下流側に押し流すことができる。したがって、第一ノズルの下流側でフラッシュバックが生じたり、予期せぬ燃焼領域が生じたりする可能性を低減することができる。
　本発明の第六の態様によれば、上記ガスタービンでは、前記燃焼器は、前記第一ノズルと平行に設けられて、該第一ノズルに着火するための燃料を噴射する第二ノズル噴射孔が形成された第二ノズルを有し、前記第二ノズルには、前記第二ノズル噴射孔を外周側から囲むように形成され、前記燃焼器空気導入系統から供給された空気を噴射する第二ノズル空気孔が形成されていてもよい。
　この構成によれば、第二ノズルには、第二ノズル噴射孔を外周側から囲む第二ノズル空気孔が形成されている。これにより、第二ノズル噴射孔の周囲で燃料を多量に含む空気が滞留する可能性を低減することができる。さらに、第二ノズル噴射孔の周囲に空気を供給することで、実質的に予混合燃焼と同等の燃焼条件を実現することができる。これにより、例えばガスタービンの負荷が高い場合等に、ＮＯｘ発生量を低減することができる。
　本発明によれば、高温下でも安定して運転することができるガスタービンを提供することができる。
本発明の第一実施形態に係るガスタービンの構成を示す図である。 本発明の第一実施形態に係る燃焼器の構成を示す図である。 本発明の第一実施形態に係る燃焼器の要部拡大図である。 本発明の第一実施形態に係るペグの構成を示す断面図である。 図４におけるＶ－Ｖ線矢視図である。 本発明の第一実施形態に係るペグの変形例を示す断面図である。 図６におけるＶＩＩ－ＶＩＩ線矢視図である。 本発明の第二実施形態に係る燃焼器（第一ノズル）の要部拡大図である。 図１０のＩＸ－ＩＸ線矢視図である。 本発明の第三実施形態に係る燃焼器（第二ノズル）の要部拡大図である。
［第一実施形態］
　本発明の第一実施形態について、図１から図７を参照して説明する。図１に示すように、本実施形態に係るガスタービン１は、圧縮機２と、燃焼器３と、タービン４と、車室５と、燃焼器冷却系統６と、燃焼器空気導入系統７と、を備えている。
　圧縮機２は、外部空気を圧縮して、高圧の圧縮空気を生成する。より詳細には、圧縮機２は、主軸線Ａｍ回りに回転する圧縮機ロータ８と、圧縮機ロータ８を外周側から覆う圧縮機車室９と、を有している。タービン４は、主軸線Ａｍ回りに回転するタービンロータ１０と、タービンロータ１０を外周側から覆うタービン車室１１と、を有している。圧縮機ロータ８とタービンロータ１０とは、主軸線Ａｍ上で一体に接続されることで、ガスタービンロータ１２を形成している。また、圧縮機車室９とタービン車室１１とは、互いに連結されることでガスタービン車室５（以下、単に車室５と呼ぶことがある。）を形成している。ガスタービンロータ１２の一端には、一例としてジェネレータ１３が接続されている。ガスタービンロータ１２の回転によってジェネレータ１３を駆動することで電力が外部に取り出される。燃焼器３は、上記の圧縮機２によって生成された圧縮空気中で、燃料を燃焼させることで、高温高圧の燃焼ガスを生成する。
　図２に示すように、燃焼器３は、燃焼ガスが内部を通過する燃焼筒３０（筒体）を有している。本実施形態の燃焼筒３０は二重管構造を有している。燃焼筒３０の内周側の管と、外周側の管との間の空間は、冷却通路３１とされている。この冷却通路３１内には、後述する燃焼器冷却系統６を通じて供給された空気が流通する。これにより、燃焼ガスの高温に曝される燃焼筒３０を熱から保護することができる。
　燃焼器冷却系統６は、上記の車室５内の空間と燃焼筒３０の冷却通路３１とを接続する第一ライン６０と、この第一ライン６０上に設けられた熱交換器６１、及びサブ圧縮機６２と、を有している。第一ライン６０の一端側は、車室５内に連通することで、当該車室５内を流通する圧縮空気の一部を抽気する。熱交換器６１は、抽気された圧縮空気と外部の空気との間で熱交換させる。熱交換器６１で熱交換された空気はサブ圧縮機６２によって昇圧されて冷却空気となる。なお、このサブ圧縮機６２は、上記の圧縮機２とは別に設けられるとともに、当該圧縮機２に対して独立に運転可能とされている。
　燃焼器空気導入系統７は、上記の第一ライン６０上における熱交換器６１の上流側の抽気位置Ｐと燃焼器３内とを接続する第二ライン７０と、この第二ライン７０上に設けられた流量調整弁７１と、を有している。第二ライン７０を流通する空気は、燃焼器３内において、いずれも後述するペグ３８、第一ノズル３４、第二ノズル３５のそれぞれに対して、燃料とは別に供給される。
　続いて、燃焼器３の詳細な構成について、図３を参照して説明する。燃焼器３は、燃焼筒３０と、スワラ支持筒３２と、外筒３３と、第一ノズル３４及び第二ノズル３５と、を有している。燃焼筒３０は、中心軸線Ａｃに沿って延びる筒状に形成されている。スワラ支持筒３２は、燃焼筒３０の一端側に取り付けられている。外筒３３は、スワラ支持筒３２の一端側に取り付けられている。第一ノズル３４及び第二ノズル３５は、外筒３３によって燃焼筒３０内で支持されている。なお、以下の説明では、スワラ支持筒３２に対して外筒３３が位置する側を上流側と呼ぶ。スワラ支持筒３２に対して燃焼筒３０が位置する側を下流側と呼ぶ。
　スワラ支持筒３２は、燃焼筒３０よりも小さな外径寸法を有している。スワラ支持筒３２の他端部を含む部分は、燃焼筒３０の内周側に挿通されている。燃焼筒３０は、スワラ支持筒３２に対して接続部材３６を介して脱落不能に固定されている。
　外筒３３は、車室５に形成された燃焼器挿通孔５０を塞ぐように設けられた有底筒状の部材である。外筒３３は、上記の第二ノズル３５及び第一ノズル３４を支持するノズル台３３Ａと、ノズル台３３Ａを車室５に対して固定支持する外筒本体３３Ｂと、を有している。
　ノズル台３３Ａは中心軸線Ａｃを中心として略円盤状に形成された部材であって、その中心点を含む領域には、１つの第二ノズル３５が挿通されている。さらに、第二ノズル３５の外周側には、複数の第一ノズル３４が中心軸線Ａｃの周方向に互いに間隔をあけて配列されている。第一ノズル３４、及び第二ノズル３５は、ともに略管状をなしている。第一ノズル３４及び第二ノズル３５の内部には燃料供給源から供給された燃料が流通する。
　外筒本体３３Ｂの下流側の面には、車室５の内壁と嵌合する嵌合凸部３３Ｃが設けられている。嵌合凸部３３Ｃは、外筒本体３３Ｂの底部から下流側に向かって突出している。嵌合凸部３３Ｃの内周側の面は、上記のスワラ支持筒３２の外周面に隙間をあけて対向している。この隙間は、車室５内の圧縮空気を燃焼器３内に導くための空気流路ＦＣとされる。さらに、嵌合凸部３３Ｃの内周面と底部とを接続する部分は湾曲形状をなしている。また、スワラ支持筒３２の上流側端部と外筒本体３３Ｂの底部との間には、隙間が形成されている。これにより、空気流路ＦＣに沿って下流側から上流側に導かれた圧縮空気が、スワラ支持筒３２の内側に導入される。
　さらに、外筒本体３３Ｂの内周面には、空気流路ＦＣ中に燃料を供給するためのペグ３７が取り付けられている。ペグ３７は、外筒本体３３Ｂの内周面から突出するように設けられた棒状のノズルである。より詳細には図４、図５に示すように、ペグ３７は二重管構造をなしている。ペグ３７は、内部に燃料Ｆが流通するペグ内管３８Ａと、ペグ内管３８Ａの外周側に設けられたペグ外管３８Ｂと、を有している。
　ペグ内管３８Ａとペグ外管３８Ｂとの間には、これら管の径方向に広がる隙間（ペグ空気流路３８Ｃ）が形成されている。このペグ空気流路３８Ｃは、上述の燃焼器空気導入系統７における第二ライン７０と連通されている。第二ライン７０中を流通する圧縮空気がこのペグ空気流路３８Ｃ内を流通する。ペグ外管３８Ｂの延在中途には、このペグ空気流路３８Ｃ内の空気を外部に向かって噴射するペグ空気孔３８Ｄが形成されている。
　さらに、ペグ外管３８Ｂの外周面には、ペグ内管３８Ａ内と外部とを連通されて、燃料を噴射する複数（２つ）の噴射孔３８Ｅが形成されている。本実施形態では、これら２つの噴射孔３８Ｅは、ペグ内管３８Ａの延びる方向に直交する方向に向かって開口している。また、２つの噴射孔３８Ｅは、ペグ外管３８Ｂの直径方向において互いに離間する方向に向かって開孔している。
　このように構成されたペグ３７は、以下のような姿勢で外筒本体３３Ｂに固定されている。すなわち、図５に示すように、２つの噴射孔３８Ｅは、空気流路ＦＣ中における圧縮空気の流通方向に対して交差（直交）する方向に向かって開孔している。ペグ空気孔３８Ｄは、この圧縮空気の流れ去る方向に向かって開孔している。
　次に、本実施形態に係るガスタービン１の動作について説明する。ガスタービン１を起動するに当たっては、まず不図示の動力源によって圧縮機２を駆動する。圧縮機２が駆動することで高圧の圧縮空気が生成される。圧縮空気は車室５内の空間を通じて燃焼器３内に導入される。燃焼器３内では、圧縮空気中に燃料が混合された後、着火器（不図示）による着火を経て、燃焼火炎が形成される。これにより、高温高圧の燃焼ガスが生成される。燃焼ガスはさらに車室５内の空間を通じて後続のタービン４内に導入されて、タービン４を回転駆動する。これにより、タービンロータ１０の軸端に連結されたジェネレータ１３等の外部機器が駆動される。
　ところで、上記のようなガスタービン１の運転中には、燃焼ガスの温度は１５００℃前後に達することが一般的である。このような高温環境下における継続的かつ安定的な運転を行うためには、燃焼器３の各部材を輻射熱等から保護するための措置が必要となる。そこで、本実施形態に係るガスタービン１では、上述した燃焼器冷却系統６によって、燃焼器３の一部を冷却している。より具体的には、第一ライン６０を通じて車室５内の圧縮空気の一部が抽気された後、熱交換器６１による熱交換とサブ圧縮機６２による圧縮とを経て、燃焼筒３０の冷却通路３１内にこの抽気された圧縮空気が供給される。これにより、燃焼筒３０を上記の輻射熱等から十分に保護することができる。
　一方で、近年におけるガスタービン運転温度の上昇に伴って、燃焼器３の各部ではフラッシュバック等の現象が生じることも懸念されている。特に、ペグ３７は、圧縮空気の流通方向に交差する方向に延びている。このため、ペグ外管３８Ｂの外周面における下流側の領域で淀み点が形成されてしまう場合がある。このような淀み点に、ペグ３７から噴射された燃料を含む圧縮空気が滞留した場合、燃焼筒３０内の燃焼火炎が伝播した後、保炎されてしまうこともある。
　しかしながら、本実施形態に係るペグ３７では、ペグ外管３８Ｂの下流側に向かって開孔するペグ空気孔３８Ｄが形成されている。ペグ空気孔３８Ｄからは、燃焼器空気導入系統７を通じて車室５内の圧縮空気が噴射される。この圧縮空気によって、ペグ外管３８Ｂの下流側で滞留している空気や燃料を下流側に向かって押し流すことができる。つまり、ペグ３７の周辺でフラッシュバックが生じる可能性が十分に低減されることで、高温環境下であってもガスタービン１を安定的に運転することが可能となる。
　以上、本発明の第一実施形態について説明したが、本発明の要旨を逸脱しない限りにおいて、上記構成に種々の変更を加えることが可能である。
　例えば、上記実施形態では、ペグ３７を二重管構造とすることで、燃料と空気とを独立して噴射する構成とした。しかしながら、ペグ３７の態様はこれに限定されず、図６と図７とに示す構成を採ることも可能である。
　図７に示すように、本変形例におけるペグ３７（ペグ外管３８Ｂ）は、その内側に、燃料が流通する燃料流路３４Ｃと、燃料流路３４Ｃに対してペグ３７の直径方向に離間するように設けられた空気流路ＦＣと、を有している。燃料流路３４Ｃから供給された燃料は噴射孔３８Ｅを通じて外部に噴射される。空気流路ＦＣからは、ペグ空気孔３８Ｄを通じて空気が外部に噴射される。
　このような構成によれば、上述の第一実施形態と同様の作用効果を得られることに加えて、ペグ３７を一の部材によって一体に形成することができる。そのため、部品点数の削減とこれに伴うメンテナンス性の向上とを図ることができる。
　［第二実施形態］
　次に、本発明の第二実施形態について図８を参照して説明する。本実施形態は、以下の点で上記第一実施形態と異なっている。すなわち、本実施形態に係る燃焼器２０３では、第一ノズル３４に対して燃焼器空気導入系統７から空気が供給される。
　より詳細には図８に示すように、第一ノズル３４は、燃料及び圧縮空気が流通する筒状の第一ノズル本体３４Ａと、この第一ノズル本体３４Ａよりも上流側に設けられる第一スワラＭＳと、を備えている。第一ノズル本体３４Ａは、上流側から下流側に向かって延びるとともに、その下流側の端部は、上流側から下流側に向かうにしたがって次第に縮径する尖頭状に形成されている。
　第一ノズル本体３４Ａの下流側端部よりもわずかに上流側の部分には、燃料を噴射するための複数の第一ノズル噴射孔３４Ｂが形成されている。第一ノズル噴射孔３４Ｂは、第一ノズル本体３４Ａの周方向に等間隔をあけて配列されている。また、第一ノズル本体３４Ａの内部には、燃料を流通させるための燃料流路３４Ｃが形成されている。燃料流路３４Ｃは中心軸線Ａｃに平行な直線状をなして延びている。第一ノズル噴射孔３４Ｂは、この燃料流路３４Ｃに対して一定の角度をなしている。
　さらに、第一ノズル本体３４Ａの下流側端部（先端）には、圧縮空気を噴射するための第一ノズル空気孔３４Ｄが形成されている。第一ノズル空気孔３４Ｄは、第一ノズル本体３４Ａの内部に形成された第一ノズル空気流路３４Ｅに連通されている。この第一ノズル空気流路３４Ｅの上流側は、上述の燃焼器空気導入系統７が接続されている。すなわち、この第一ノズル空気孔３４Ｄからは、燃焼器空気導入系統７から流通した空気が噴射される。
　第一スワラＭＳは、第一ノズル本体３４Ａの外周面上であって、上記の第一ノズル噴射孔３４Ｂよりも上流側の位置に設けられている。第一スワラＭＳは、第一ノズル本体３４Ａの周方向に等間隔をあけて配列された複数のスワラベーンを有している。それぞれのスワラベーンは、第一ノズル本体３４Ａの径方向から見て、第一ノズル本体３４Ａの延びる方向に対して一定の角度をなしている。これにより、第一ノズル３４の上流側から流れてきた圧縮空気に対してスワール成分（旋回流成分）が付加される。より具体的には、第一スワラＭＳによってスワールを生じた流れは、第一ノズル３４の周方向に旋回しながら、上流側から下流側に向かって流れる。
　以上のように構成された燃焼器２０３の動作について説明する。まず、燃焼器２０３の通常運転中には、第一ノズル３４の上流側から供給された車室５内の圧縮空気が、第一ノズル３４の外周側の空間を通じて流れる。このとき、第一ノズル３４には第一スワラＭＳが設けられていることから、この圧縮空気の流れには、上記のスワール成分が含まれている。
　スワール成分を含む圧縮空気の流れに対して、さらに下流側の領域で、第一ノズル噴射孔３４Ｂから噴射された燃料が混合されて、予混合ガスが生成される。この予混合ガスに対して、上述の第二ノズル３５によって形成された火炎が伝播する。これにより、予混合ガスは着火されて、燃焼筒３０内で上流側から下流側に向かって延びる予混合燃焼火炎が形成されるとともに、高温高圧の燃焼ガスが生成される。
　ここで、予混合ガスには上記の第一スワラＭＳによるスワール成分が付加されているため、予混合燃焼火炎、及び燃焼ガスも、第一ノズル３４の周方向に旋回する流れを形成する。このため、第一ノズル３４先端の延長線上にはスワールの渦中心が形成される。このような渦中心に上記の予混合ガスが捕捉され、滞留した場合、下流側の火炎が伝播してフラッシュバックを生じてしまう可能性がある。
　しかしながら、本実施形態に係る燃焼器２０３では、上記のように第一ノズル本体３４Ａの先端に第一ノズル空気孔３４Ｄが形成されている。そのため、この第一ノズル空気孔３４Ｄから渦中心に向かって圧縮空気を噴射することができる。これにより、渦中心における上流側から下流側への流速成分を増加させることができる。そのため、渦中心で予混合ガスが滞留する可能性を低減することができる。同時に、供給された圧縮空気によって、渦中心における燃料濃度を下げることもできる。したがって、本実施形態に係る燃焼器２０３によれば、第一ノズル３４の周辺でフラッシュバックが生じる可能性を十分に低減することができる。
［第三実施形態］
　次に、本発明の第三実施形態について図９、図１０を参照して説明する。本実施形態に係る燃焼器３０３では、第二ノズル３５に対して、燃焼器空気導入系統７から圧縮空気が供給される。
　より詳細には図９に示すように、第二ノズル３５は、二重管構造を有している。第二ノズル３５は、第二ノズル内側管３５Ａと、第二ノズル外側管３５Ｂと、を有している。第二ノズル内側管３５Ａは、中心軸線Ａｃに沿って延びている。第二ノズル内側管３５Ａは、内部に燃料が流通する燃料流路３３４Ｃが形成されている。第二ノズル外側管３５Ｂは、第二ノズル内側管３５Ａと同軸に設けられている。第二ノズル外側管３５Ｂは、第二ノズル内側管３５Ａを外側から覆っている。
　第二ノズル内側管３５Ａは円筒状をなしている。第二ノズル内側管３５Ａの下流側の端面には、下流側に向かって開口する複数の第二ノズル噴射孔３５Ｃが形成されている。より詳細には図１０に示すように、これら第二ノズル噴射孔３５Ｃは、中心軸線Ａｃの周方向に等間隔をあけて複数配列されている。本実施形態では８個の第二ノズル噴射孔３５Ｃが形成されている。
　第二ノズル内側管３５Ａの内部であって、上記の第二ノズル噴射孔３５Ｃよりも内周側には、中心軸線Ａｃを中心として円筒状をなす隔壁３５Ｄが設けられている。この隔壁３５Ｄと第二ノズル内側管３５Ａの内周面との間には中心軸線Ａｃの径方向に広がる空間が形成されている。この空間は、燃料が流通するための燃料流路３３４Ｃとされている。
　第二ノズル外側管３５Ｂは、第二ノズル内側管３５Ａを中心軸線Ａｃの外周側、及び下流側から覆うように設けられている。第二ノズル外側管３５Ｂと第二ノズル内側管３５Ａとの間には複数のスペーサ３５Ｅが設けられている。このスペーサ３５Ｅによって、第二ノズル内側管３５Ａと第二ノズル外側管３５Ｂとの間には空間が形成されている。この空間は、上述の燃焼器空気導入系統７に連通されることで、圧縮空気が流通する第二ノズル空気流路３５Ｆとされている。第二ノズル空気流路３５Ｆ上には、当該流路中の空気流量を調整するための流量調整弁７１が設けられている。
　第二ノズル外側管３５Ｂの下流側の端面には、上記の第二ノズル噴射孔３５Ｃと同一の周方向位置に開孔された複数（８個）の第二ノズル空気孔３５Ｇが形成されている。それぞれの第二ノズル空気孔３５Ｇは、第二ノズル噴射孔３５Ｃよりも大きな開孔径を有している。すなわち、図１０に示すように、中心軸線Ａｃ方向から見た場合、第二ノズル噴射孔３５Ｃの外周側は、第二ノズル空気孔３５Ｇの開孔端縁によって囲まれている。
　なお、これら第二ノズル噴射孔３５Ｃ、及び第二ノズル空気孔３５Ｇは、いずれも中心軸線Ａｃに対してわずかに傾斜する方向に開孔されている。具体的には、上流側から下流側に向かうにしたがって、第二ノズル噴射孔３５Ｃ、及び第二ノズル空気孔３５Ｇは径方向外側に向かうように開孔されている。さらに、本実施形態では、第二ノズル噴射孔３５Ｃの下流側端部は、第二ノズル内側管３５Ａの下流側端面から下流側に向かってわずかに突出している。
　また、第二ノズル外側管３５Ｂの外周面には、上記の第二実施形態における第一スワラＭＳと同様に、第二スワラＰＳが設けられている。第二スワラＰＳは、中心軸線Ａｃの周方向に間隔をあけて配列された複数のスワラベーンを有している。この第二スワラＰＳによって、第二ノズル３５の外周面に沿って上流側から流れてきた圧縮空気にはスワール成分が付加される。
　続いて、本実施形態に係る燃焼器３０３の動作について説明する。燃焼器３０３の運転中には、第二ノズル３５の外周面に沿って上流側から下流側に向かって車室５内から供給された圧縮空気が流通している。さらに、燃料流路３３４Ｃを通じて供給された燃料は、第二ノズル噴射孔３５Ｃを通じて下流側に噴射される。この燃料は、不図示の着火装置によって着火されて、拡散燃焼火炎（パイロット火炎）を生じる。このパイロット火炎が第一ノズル３４から供給された予混合ガスに伝播することで、上記の予混合燃焼火炎が形成され、高温高圧の燃焼ガスが生じる。
　さらに、本実施形態では、第二ノズル噴射孔３５Ｃから噴射される燃料の流れの中に、上記の第二ノズル空気孔３５Ｇを通じて圧縮空気が供給される。すなわち、第二ノズル３５から、圧縮空気と燃料とが予混合された状態のガスを噴射することができる。また、第二ノズル空気流路３５Ｆの延長上に流量調整弁７１が設けられることで、圧縮空気の流量が調整される。
　このような構成によれば、例えばガスタービン１が低負荷帯で運転されている場合等、安定的な燃焼が必要とされる場合には、上記圧縮空気の流量をゼロとすることで、パイロット火炎を拡散燃焼火炎とすることができる。
　一方で、ガスタービン１が高負荷帯で運転されている場合等、ＮＯｘ生成量を低減したい場合には、第二ノズル空気孔３５Ｇから圧縮空気を供給することで、第二ノズル３５から予混合ガスを吹き出させることができる。すなわち、第一ノズル３４に加えて、第二ノズル３５でも予混合燃焼と同等の燃焼条件を実現することができる。このように、ガスタービン１の運転状態に応じて、第二ノズル３５で形成される火炎の特性を調整することができる。そのため、ガスタービン１をさらに安定的、かつ効率的に運転することができる。
　さらに、上記のように第二ノズル空気孔３５Ｇから噴射される圧縮空気によって、第二ノズル３５近傍における流体の流速が増加する。その結果、当該領域に高濃度の燃料が滞留したり、この滞留した燃料成分に着火してフラッシュバックが生じたりする可能性を十分に低減することができる。
　以上、本発明の各実施形態について図面を参照して説明した。なお、上記の構成は一例に過ぎず、本発明の要旨を逸脱しない限りにおいて種々の変更を加えることが可能である。
　例えば、第二ノズル３５と第一ノズル３４との相対的な位置関係は上記実施形態によっては限定されず、設計や仕様に応じて他の態様を採ることも可能である。また、燃焼器３、燃焼器２０３、燃焼器３０３は必ずしもガスタービン１に設けられるものに限定されず、一般的に燃焼を必要とする機械装置であれば、いかなるものにも適用することが可能である。
　また、上記実施形態では、燃焼器空気導入系統７に対する圧縮空気の供給源として燃焼器冷却系統６からの抽気する構成を例に説明した。しかしながら、燃焼器空気導入系統７に対して車室５内の圧縮空気を直接導く構成を採ることも可能である。
　さらに、上記実施形態では、燃焼器冷却系統６における熱交換器６１よりも車室５側の抽気位置Ｐから圧縮空気を抽気した例について説明した。しかしながら、燃焼器冷却系統６における熱交換器６１よりも冷却通路３１側の他の抽気位置Ｐから圧縮空気を抽気する構成を採ることも可能である。この構成では、抽気位置Ｐが熱交換器６１よりも冷却通路３１側にある。つまり、サブ圧縮機６２で圧縮された空気を燃焼器空気導入系統７に導くことができる。これにより、燃焼器３における比較的に圧力の高い箇所に対しても安定的に空気を導入することができる。
　上記ガスタービンによれば、高温下でも安定して運転することができるガスタービンを提供することができる。
１     ガスタービン
２     圧縮機
３    燃焼器
４    タービン
５  車室
６      燃焼器冷却系統
７   燃焼器空気導入系統
８      圧縮機ロータ
９     圧縮機車室
１０     タービンロータ
１１ タービン車室
１２   ガスタービンロータ
１３    ジェネレータ
３０   燃焼筒
３１  冷却通路
３２       スワラ支持筒
３３   外筒
３４    第一ノズル
３５     第二ノズル
３６     接続部材
３７       ペグ
５０    燃焼器挿通孔
６０   第一ライン
６１     熱交換器
６２       サブ圧縮機
７０     第二ライン
７１     流量調整弁
２０３   燃焼器
３０３       燃焼器
３３４Ｃ     燃料流路
３３Ａ     ノズル台
３３Ｂ     外筒本体
３３Ｃ     嵌合凸部
３４Ａ     第一ノズル本体
３４Ｂ      第一ノズル噴射孔
３４Ｃ    燃料流路
３４Ｄ     第一ノズル空気孔
３４Ｅ    第一ノズル空気流路
３５Ａ  第二ノズル内側管
３５Ｂ    第二ノズル外側管
３５Ｃ    第二ノズル噴射孔
３５Ｄ    隔壁
３５Ｅ  スペーサ
３５Ｆ     第二ノズル空気流路
３５Ｇ  第二ノズル空気孔
ＰＳ      第二スワラ
３８Ａ   ペグ内管
３８Ｂペグ外管
３８Ｃ   ペグ空気流路
３８Ｄ ペグ空気孔
３８Ｅ   噴射孔
Ａｃ  中心軸線
Ａｍ       主軸線
ＦＣ  空気流路
ＭＳ       第一スワラ
Ｐ       抽気位置

Claims (6)

  1. 　外部空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、
    　前記圧縮空気が導入される車室と、
    　前記車室内から導入された前記圧縮空気を燃料とともに混合して燃焼させて、燃焼ガスを生成するとともに、該燃焼ガスが内側を通過する筒体を有する燃焼器と、
    　前記燃焼ガスによって駆動されるタービンと、
    　前記圧縮機に対して独立に運転可能なサブ圧縮機と、前記車室内の空気を抽気して、前記サブ圧縮機で昇圧した後に熱交換する熱交換器とを有し、熱交換された空気を前記筒体の冷却通路に導入する燃焼器冷却系統と、
    　前記燃焼器冷却系統を流通する空気を抽気して、前記燃焼器内に導入する燃焼器空気導入系統と、
    を備えるガスタービン。
  2. 　前記燃焼器空気導入系統は、前記燃焼器冷却系統における前記熱交換器よりも前記車室側の抽気位置から抽気した空気を前記燃焼器内に導入する請求項１に記載のガスタービン。
  3. 　前記燃焼器空気導入系統は、前記燃焼器冷却系統における前記熱交換器よりも前記冷却通路側の抽気位置から抽気した空気を前記燃焼器内に導入する請求項１に記載のガスタービン。
  4. 　前記燃焼器は、
    　前記筒体の外周側に設けられて、該筒体の外周面との間に前記圧縮空気が流通する空気流路を形成する外筒と、
    　前記空気流路中で、前記圧縮空気の流通方向と交差する方向に前記燃料を噴射する噴射孔が形成されたペグと、
    を有し、
    　前記ペグには、前記燃焼器空気導入系統から供給された空気を前記圧縮空気の流通方向下流側に向かって噴射するペグ空気孔が形成されている請求項１から３のいずれか一項に記載のガスタービン。
  5. 　前記燃焼器は、
    　前記筒体内に前記燃料を供給し、前記圧縮空気と混合して燃焼させる第一ノズルと、
    　前記第一ノズルの外周側に設けられ、前記燃焼ガスにスワールを生じさせる第一スワラと、
    を有し、
    　前記第一ノズルの先端には、前記スワールの渦中心に向かって前記燃焼器空気導入系統から供給された空気を噴射する第一ノズル空気孔が形成されている請求項１から４のいずれか一項に記載のガスタービン。
  6. 　前記燃焼器は、
    　前記第一ノズルと平行に設けられて、該第一ノズルに着火するための燃料を噴射する第二ノズル噴射孔が形成された第二ノズルを有し、
    　前記第二ノズルには、前記第二ノズル噴射孔を外周側から囲むように形成され、前記燃焼器空気導入系統から供給された空気を噴射する第二ノズル空気孔が形成されている請求項５に記載のガスタービン。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2727946C1 (ru) * 2019-02-27 2020-07-27 Мицубиси Хитачи Пауэр Системз, Лтд. Камера сгорания газовой турбины и газовая турбина

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6895867B2 (ja) * 2017-10-27 2021-06-30 三菱パワー株式会社 ガスタービン燃焼器、ガスタービン
JP7305761B2 (ja) * 2019-05-24 2023-07-10 三菱パワー株式会社 尾筒、燃焼器、ガスタービン、及びガスタービン設備
JP7349266B2 (ja) * 2019-05-31 2023-09-22 三菱重工業株式会社 ガスタービンおよびその制御方法並びにコンバインドサイクルプラント
WO2021261431A1 (ja) * 2020-06-26 2021-12-30 三菱パワー株式会社 燃料噴射器及びこの燃料噴射器を備える燃焼器並びにこの燃焼器を備えるガスタービン
US11815269B2 (en) * 2021-12-29 2023-11-14 General Electric Company Fuel-air mixing assembly in a turbine engine

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH01130015A (ja) * 1987-10-13 1989-05-23 Westinghouse Electric Corp <We> ガスタービンエンジン用燃料ノズル組立体
JPH03105104A (ja) * 1989-09-20 1991-05-01 Hitachi Ltd ガスタービン燃料噴霧装置
JP2003042453A (ja) * 2001-07-26 2003-02-13 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンの予混合ノズルまたは予混合燃焼器
JP2008025910A (ja) * 2006-07-20 2008-02-07 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン燃焼器
JP2008082247A (ja) * 2006-09-27 2008-04-10 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン
JP2013178035A (ja) * 2012-02-28 2013-09-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd パイロットノズル、これを備えたガスタービン燃焼器およびガスタービン
JP2015222022A (ja) * 2014-05-22 2015-12-10 三菱日立パワーシステムズ株式会社 冷却装置、これを備えているガスタービン設備、冷却装置の運転方法

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2951620B2 (ja) 1989-03-20 1999-09-20 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器
JP2713627B2 (ja) 1989-03-20 1998-02-16 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器、これを備えているガスタービン設備、及びこの燃焼方法
US5165241A (en) * 1991-02-22 1992-11-24 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor
US5253478A (en) * 1991-12-30 1993-10-19 General Electric Company Flame holding diverging centerbody cup construction for a dry low NOx combustor
JPH05203146A (ja) 1992-01-29 1993-08-10 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器及びガスタービン発電装置
DE4210544A1 (de) * 1992-03-31 1993-10-07 Asea Brown Boveri Gasturbinenanlage
JP3183053B2 (ja) * 1994-07-20 2001-07-03 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器及びガスタービン
JPH0886407A (ja) 1994-09-19 1996-04-02 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器
US5657632A (en) * 1994-11-10 1997-08-19 Westinghouse Electric Corporation Dual fuel gas turbine combustor
US5782076A (en) * 1996-05-17 1998-07-21 Westinghouse Electric Corporation Closed loop air cooling system for combustion turbines
JP3619626B2 (ja) * 1996-11-29 2005-02-09 株式会社東芝 ガスタービン燃焼器の運転方法
JPH11343869A (ja) 1998-06-02 1999-12-14 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器およびその制御方法
JP2013139975A (ja) 2012-01-06 2013-07-18 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器
US9441835B2 (en) * 2012-10-08 2016-09-13 General Electric Company System and method for fuel and steam injection within a combustor
JP3183053U (ja) 2013-01-23 2013-04-25 上美商標工業股▲ふん▼有限公司 靴の靴面構造
JP6406959B2 (ja) 2014-09-30 2018-10-17 デクセリアルズ株式会社 小型反応器、及び反応装置

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH01130015A (ja) * 1987-10-13 1989-05-23 Westinghouse Electric Corp <We> ガスタービンエンジン用燃料ノズル組立体
JPH03105104A (ja) * 1989-09-20 1991-05-01 Hitachi Ltd ガスタービン燃料噴霧装置
JP2003042453A (ja) * 2001-07-26 2003-02-13 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンの予混合ノズルまたは予混合燃焼器
JP2008025910A (ja) * 2006-07-20 2008-02-07 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン燃焼器
JP2008082247A (ja) * 2006-09-27 2008-04-10 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン
JP2013178035A (ja) * 2012-02-28 2013-09-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd パイロットノズル、これを備えたガスタービン燃焼器およびガスタービン
JP2015222022A (ja) * 2014-05-22 2015-12-10 三菱日立パワーシステムズ株式会社 冷却装置、これを備えているガスタービン設備、冷却装置の運転方法

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2727946C1 (ru) * 2019-02-27 2020-07-27 Мицубиси Хитачи Пауэр Системз, Лтд. Камера сгорания газовой турбины и газовая турбина

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