(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンの燃焼器の軸心に配置されるパイロット燃焼バーナであって、
前記パイロット燃焼バーナの先端部分に設置した保炎器の任意半径位置において、前記保炎器の周方向に一定の間隔で孔を並べて貫通させ、圧縮機から送られた圧縮空気を前記孔に流入させるとともに、
前記圧縮空気の流れ方向において、燃料噴射口の位置を前記孔の上流側または内部に設けることで、燃料と前記圧縮空気とを混合して前記孔から噴出する予混合パイロットノズルと、
前記保炎器上において、前記孔と別の位置に設けた燃料噴射口から燃料を噴射することで拡散燃焼を行う拡散パイロットノズルと、
を備え、
メイン燃焼バーナの延長管出口位置と保炎器の位置関係に関し、前記燃焼器の軸心を通り燃焼器尾筒に向う直線に直交する方向で見たときに、前記保炎器の位置を前記延長管出口の位置よりも上流に設置するとともに、
前記保炎器の外周上、かつ前記メイン燃焼バーナの前記延長管の内側部分に、周方向に連続しているコーン部材を配置したこと、
または前記保炎器の外周上でかつ前記メイン燃焼バーナの前記延長管の内側部分に前記延長管の周方向位置と略一致させて複数の板を配置したこと、を特徴とするガスタービンのパイロット燃焼バーナ。
【請求項２】
ガスタービンの燃焼器の軸心に配置されるパイロット燃焼バーナであって、
前記パイロット燃焼バーナの先端部分に設置した保炎器の任意半径位置において、前記保炎器の周方向に一定の間隔で孔を並べて貫通させ、圧縮機から送られた圧縮空気を前記孔に流入させるとともに、
前記圧縮空気の流れ方向において、燃料噴射口の位置を前記孔の上流側または内部に設けることで、燃料と前記圧縮空気とを混合して前記孔から噴出する予混合パイロットノズルと、
前記保炎器上において、前記孔と別の位置に設けた燃料噴射口から燃料を噴射することで拡散燃焼を行う拡散パイロットノズルと、
を備え、
前記パイロットノズルに接続している燃料流路が、前記燃料流路内の燃料供給方向において、前記保炎器の上流に位置するキャビティに接続し、
前記キャビティには、外径が前記キャビティよりも大きく、前記燃料流路内の燃料供給方向において、その下流側を覆って蓋をする多孔板を設置するとともに、前記多孔板には複数の孔を設けて、前記孔から燃料を噴射できるようにし、
前記多孔板は、前記圧縮空気の流入方向で見て前記保炎器より上流側に位置し、かつ前記多孔板と前記保炎器との間には所定の隙間を設けるように設置し、
前記多孔板の周方向の孔位置を燃料噴射方向の下流に位置する前記保炎器の孔位置と一致する構成としたことで、前記多孔板と前記保炎器との隙間に前記圧縮空気が流入し、前記多孔板の孔位置から噴出した前記燃料と前記圧縮空気とを混合して噴出する予混合パイロットノズルを備えること、を特徴とするガスタービンのパイロット燃焼バーナ。
【請求項３】
前記予混合パイロットノズルは、
前記孔を設けた前記保炎器の半径位置における円周の接線方向に沿うように、前記孔を貫通させることで、前記燃料と前記圧縮空気とを含むパイロット混合ガスを周方向に旋回させること、を特徴とする請求項１または２に記載のガスタービンのパイロット燃焼バーナ。
【請求項４】
前記予混合パイロットノズルは、
前記保炎器の半径方向外側に向って前記孔を貫通させ、前記燃料と前記圧縮空気とを含むパイロット混合ガスを半径方向外側に噴出させること、を特徴とする請求項１または２に記載のガスタービンのパイロット燃焼バーナ。
【請求項５】
圧縮空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼筒と、
前記燃焼筒内における軸心に配置されるパイロット燃焼バーナと、
前記燃焼筒内における前記パイロット燃焼バーナを取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナと、を備えるガスタービン燃焼器において、
前記パイロット燃焼バーナの先端部分に設置した保炎器の任意半径位置において、前記保炎器の周方向に一定の間隔で孔を並べて貫通させ、圧縮機から送られた圧縮空気を前記孔に流入させるとともに、
前記圧縮空気の流れ方向において、燃料噴射口の位置を前記孔の上流側に設けることで、燃料と前記圧縮空気とを混合して前記孔から噴出する予混合パイロットノズルと、
前記保炎器上において、前記孔と別の位置に設けた燃料噴射口から燃料を噴射することで拡散燃焼を行う拡散パイロットノズルと、を備え、
前記メイン燃焼バーナの延長管出口位置と保炎器の位置関係に関し、前記燃焼器の軸心を通り燃焼器尾筒に向う直線に直交する方向で見たときに、前記保炎器の位置を前記延長管出口の位置よりも上流に設置するとともに、
前記保炎器の外周上、かつ前記メイン燃焼バーナの前記延長管の内側部分に、周方向に連続しているコーン部材を配置したこと、
または前記保炎器の外周上でかつ前記メイン燃焼バーナの前記延長管の内側部分に前記延長管の周方向位置と略一致させて複数の板を配置したこと、を特徴とするガスタービン燃焼器。
【請求項６】
圧縮空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼筒と、
前記燃焼筒内における軸心に配置されるパイロット燃焼バーナと、
前記燃焼筒内における前記パイロット燃焼バーナを取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナと、を備えるガスタービン燃焼器において、
前記パイロット燃焼バーナの先端部分に設置した保炎器の任意半径位置において、前記保炎器の周方向に一定の間隔で孔を並べて貫通させ、圧縮機から送られた圧縮空気を前記孔に流入させるとともに、
前記圧縮空気の流れ方向において、燃料噴射口の位置を前記孔の上流側に設けることで、燃料と前記圧縮空気とを混合して前記孔から噴出する予混合パイロットノズルと、
前記保炎器上において、前記孔と別の位置に設けた燃料噴射口から燃料を噴射することで拡散燃焼を行う拡散パイロットノズルと、を備え、
前記パイロットノズルに接続している燃料流路が、前記燃料流路内の燃料供給方向において、前記保炎器の上流に位置するキャビティに接続し、
前記キャビティには、外径が前記キャビティよりも大きく、前記燃料流路内の燃料供給方向において、その下流側を覆って蓋をする多孔板を設置するとともに、前記多孔板には複数の孔を設けて、前記孔から燃料を噴射できるようにし、
前記多孔板は、前記圧縮空気の流入方向で見て前記保炎器より上流側に位置し、かつ前記多孔板と前記保炎器との間には所定の隙間を設けるように設置し、
前記多孔板の周方向の孔位置を燃料噴射方向の下流に位置する前記保炎器の孔位置と一致する構成としたことで、前記多孔板と前記保炎器との隙間に前記圧縮空気が流入し、前記多孔板の孔位置から噴出した前記燃料と前記圧縮空気とを混合して噴出する予混合パイロットノズルを備えること、を特徴とするガスタービン燃焼器。
【請求項７】
圧縮機で圧縮した圧縮空気に燃焼器で燃料を供給して燃焼し、発生した燃焼ガスをタービンに供給することで回転動力を得るガスタービンにおいて、
前記燃焼器は、
高圧空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼筒と、
該燃焼筒内における中央部に配置されるパイロット燃焼バーナと、
前記燃焼筒内における前記パイロット燃焼バーナを取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナを有し、
前記パイロット燃焼バーナの先端部分に設置した保炎器の任意半径位置において、前記保炎器の周方向に一定の間隔で孔を並べて貫通させ、圧縮機から送られた圧縮空気を前記孔に流入させるとともに、
前記圧縮空気の流れ方向において、燃料噴射口の位置を前記孔の上流側に設けることで、燃料と前記圧縮空気とを混合して前記孔から噴出する予混合パイロットノズルと、
前記保炎器上において、前記孔と別の位置に設けた燃料噴射口から燃料を噴射することで拡散燃焼を行う拡散パイロットノズルと、を備え、
前記メイン燃焼バーナの延長管出口位置と保炎器の位置関係に関し、前記燃焼器の軸心を通り燃焼器尾筒に向う直線に直交する方向で見たときに、前記保炎器の位置を前記延長管出口の位置よりも上流に設置するとともに、
前記保炎器の外周上、かつ前記メイン燃焼バーナの前記延長管の内側部分に、周方向に連続しているコーン部材を配置したこと、
または前記保炎器の外周上でかつ前記メイン燃焼バーナの前記延長管の内側部分に前記延長管の周方向位置と略一致させて複数の板を配置したこと、を特徴とするガスタービン。
【請求項８】
圧縮機で圧縮した圧縮空気に燃焼器で燃料を供給して燃焼し、発生した燃焼ガスをタービンに供給することで回転動力を得るガスタービンにおいて、
前記燃焼器は、
高圧空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼筒と、
該燃焼筒内における中央部に配置されるパイロット燃焼バーナと、
前記燃焼筒内における前記パイロット燃焼バーナを取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナを有し、
前記パイロット燃焼バーナの先端部分に設置した保炎器の任意半径位置において、前記保炎器の周方向に一定の間隔で孔を並べて貫通させ、圧縮機から送られた圧縮空気を前記孔に流入させるとともに、
前記圧縮空気の流れ方向において、燃料噴射口の位置を前記孔の上流側に設けることで、燃料と前記圧縮空気とを混合して前記孔から噴出する予混合パイロットノズルと、
前記保炎器上において、前記孔と別の位置に設けた燃料噴射口から燃料を噴射することで拡散燃焼を行う拡散パイロットノズルと、を備え、
前記パイロットノズルに接続している燃料流路が、前記燃料流路内の燃料供給方向において、前記保炎器の上流に位置するキャビティに接続し、
前記キャビティには、外径が前記キャビティよりも大きく、前記燃料流路内の燃料供給方向において、その下流側を覆って蓋をする多孔板を設置するとともに、前記多孔板には複数の孔を設けて、前記孔から燃料を噴射できるようにし、
前記多孔板は、前記圧縮空気の流入方向で見て前記保炎器より上流側に位置し、かつ前記多孔板と前記保炎器との間には所定の隙間を設けるように設置し、
前記多孔板の周方向の孔位置を燃料噴射方向の下流に位置する前記保炎器の孔位置と一致する構成としたことで、前記多孔板と前記保炎器との隙間に前記圧縮空気が流入し、前記多孔板の孔位置から噴出した前記燃料と前記圧縮空気とを混合して噴出する予混合パイロットノズルを備えること、を特徴とするガスタービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンの燃焼器の軸心に配置されるパイロット燃焼バーナ、このパイロット燃焼バーナを有するガスタービン燃焼器及びこのガスタービン燃焼器が搭載されるガスタービンに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
一般的なガスタービンは、圧縮機と燃焼器とタービンとにより構成されている。そして、空気取入口から取り込まれた空気が圧縮機によって圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となり、燃焼器において、この圧縮空気に燃料を供給して燃焼させることで高温・高圧の燃焼ガスを得て、この燃焼ガスによりタービンを駆動させ、このタービンにロータを介して連結された発電機により発電を行う。タービンを駆動した燃焼ガスは、排気車室のディフューザを経由して大気に放出される。
【０００３】
近年、大気放出される燃焼ガスの環境影響を考慮して、燃焼ガスに含まれる窒素酸化物（以下、ＮＯｘ）等の低減が求められている。そのため、ガスタービンの燃焼器にも低ＮＯｘ化の特性が要求されるようになった。これに対し、従来のガスタービンの燃焼器に使用されてきた拡散燃焼方式は、燃焼安定性が高い反面、燃料と酸素とが量論比になる部分に火炎が形成され、火炎温度が断熱火炎温度に近い高温になるため、ＮＯｘの排出濃度が高くなる。そこで、燃焼前に理論空燃比よりも空気の量が過剰な混合ガスを作り、それを燃焼するという希薄予混合燃焼方式が提案された。この方式は火炎温度を抑えた燃焼が可能となるため、低ＮＯｘ化に対して優れている。しかし、希薄混合ガスは燃料濃度が低過ぎるので、火炎を保持することが困難である。
【０００４】
そこで、例えば、特許文献１に記載されているように、混合ガスとは別個にパイロット燃焼バーナを使用し、メインの予混合燃焼バーナとは別の高温の燃焼ガスを作り、そのガスを主燃焼器の希薄混合ガスに吹き込んで安定的に燃焼を行う燃焼器が提案された。
【０００５】
しかし、特許文献１のパイロット燃焼バーナは拡散燃焼を行うため、可燃範囲が広く火炎は安定するが、燃焼時に局所的な高温部が発生するので、更なる低ＮＯｘ化のためには限界がある。
【０００６】
そこで特許文献２に記載されているように、パイロット燃焼バーナにおいても拡散燃焼方式と予混合燃焼方式を併用することが検討された。この技術では、燃焼が不安定な起動時には拡散燃焼を行い、ガスタービンが所定の負荷に達したら予混合燃焼に切り替えることにより、起動時における吹き消えを防止することができるとともに、低ＮＯｘ化を実現する効果を狙ったものである。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】特開２００４−１０１０８１号公報
【特許文献２】特開２０１０−２４９４４９号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
しかしながら、ガスタービン起動から定格運転に合わせて、パイロット燃焼バーナの燃焼方式を拡散燃焼方式から予混合燃焼方式に切り替え、さらに、更なる低ＮＯｘ化のため、予混合パイロット燃焼バーナにおける燃料の比率（パイロット比率）を下げていくと、燃焼器内に燃焼振動が発生する場合がある。
【０００９】
パイロット比率を下げていくとパイロット混合ガスの燃焼温度が下がり、また、燃焼速度が遅くなるために、低温燃焼域になった火炎長が長くなっていく。つまり、パイロット比率が高い間はメイン燃焼バーナの混合ガスへは高温の既燃ガスが到達していたのに対し、パイロット比率を下げていくと未燃予混合ガスが到達するようになり、その結果、メイン燃焼バーナの保炎器部に対して、既燃ガスと未燃ガスとが不規則な影響を与えるため、燃焼安定性が損なわれ、燃焼振動が発生する。
【００１０】
本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、燃焼振動を抑制することで安定燃焼を行うとともにＮＯｘの発生量を抑制することができるパイロット燃焼バーナ、ガスタービン燃焼器及びガスタービンを提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
上記の問題点に対し本発明は、以下の各手段を以って課題の解決を図る。
【００１２】
第１の発明のパイロット燃焼バーナは、ガスタービンの燃焼器の軸心に配置されるパイロット燃焼バーナであって、前記パイロット燃焼バーナの先端部分に設置した保炎器の任意半径位置において、前記保炎器の周方向に一定の間隔で孔を並べて貫通させ、圧縮機から送られた圧縮空気を前記孔に流入させるとともに、前記圧縮空気の流れ方向において、燃料噴射口の位置を前記孔の上流側または内部に設けることで、燃料と前記圧縮空気とを混合して前記孔から噴出する予混合パイロットノズルと、前記保炎器上において、前記孔と別の位置に設けた燃料噴射口から燃料を噴射することで拡散燃焼を行う拡散パイロットノズルと、を備えることを特徴とする。
【００１３】
第２の発明のパイロット燃焼バーナは、上述したパイロット燃焼バーナにおいて、前記予混合パイロットノズルは、前記孔を設けた前記保炎器の半径位置における円周の接線方向に沿うように、前記孔を貫通させることで、前記燃料と前記圧縮空気とを含むパイロット混合ガスを周方向に旋回させること、を特徴とする。
【００１４】
第３の発明のパイロット燃焼バーナは、上述したパイロット燃焼バーナにおいて、前記予混合パイロットノズルは、前記保炎器の半径方向外側に向って前記孔を貫通させ、前記燃料と前記圧縮空気とを含むパイロット混合ガスを半径方向外側に噴出させること、を特徴とする。
【００１５】
第４の発明のパイロット燃焼バーナは、上述したパイロット燃焼バーナにおいて、前記メイン燃焼バーナの延長管出口位置と保炎器の位置関係に関し、前記燃焼器の軸心を通り燃焼器尾筒に向う直線に直交する方向で見たときに、前記保炎器の位置を前記延長管出口の位置よりも上流に設置するとともに、前記保炎器の外周上、かつ前記メイン燃焼バーナの前記延長管の内側部分に、周方向に連続しているコーン部材を配置したこと、または前記保炎器の外周上でかつ前記メイン燃焼バーナの前記延長管の内側部分に前記延長管の周方向位置と略一致させて複数の板を配置したこと、を特徴とする。
【００１６】
第５の発明のパイロット燃焼バーナは、上述したパイロット燃焼バーナにおいて、前記パイロットノズルに接続している燃料流路が、前記燃料流路内の燃料供給方向において、前記保炎器の上流に位置するキャビティに接続し、前記キャビティには、外径が前記キャビティよりも大きく、前記燃料流路内の燃料供給方向において、その下流側を覆って蓋をする多孔板を設置するとともに、前記多孔板には複数の孔を設けて、前記孔から燃料を噴射できるようにし、前記多孔板は、前記圧縮空気の流入方向でみて前記保炎器より上流側に位置し、かつ前記多孔板と前記保炎器との間には所定の隙間を設けるように設置し、前記多孔板の周方向の孔位置を燃料噴射方向の下流に位置する前記保炎器の孔位置と一致する構成としたことで、前記多孔板と前記保炎器との隙間に前記圧縮空気が流入し、前記多孔板の孔位置から噴出した前記燃料と前記圧縮空気とを混合して噴出する予混合パイロットノズルを備えること、を特徴とする。
【００１７】
第６発明のガスタービン燃焼器は、圧縮空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼筒と、前記燃焼筒内における軸心に配置されるパイロット燃焼バーナと、前記燃焼筒内における前記パイロット燃焼バーナを取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナと、を備えるガスタービン燃焼器において、前記パイロット燃焼バーナの先端部分に設置した保炎器の任意半径位置において、前記保炎器の周方向に一定の間隔で孔を並べて貫通させ、圧縮機から送られた圧縮空気を前記孔に流入させるとともに、前記圧縮空気の流れ方向において、燃料噴射口の位置を前記孔の上流側に設けることで、燃料と前記圧縮空気とを混合して前記孔から噴出する予混合パイロットノズルと、前記保炎器上において、前記孔と別の位置に設けた燃料噴射口から燃料を噴射することで拡散燃焼を行う拡散パイロットノズルと、を備えることを特徴とする。
【００１８】
第７発明のガスタービンは、圧縮機で圧縮した圧縮空気に燃焼器で燃料を供給して燃焼し、発生した燃焼ガスをタービンに供給することで回転動力を得るガスタービンにおいて、前記燃焼器は、高圧空気と燃料とが内部で燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼筒と、該燃焼筒内における中央部に配置されるパイロット燃焼バーナと、前記燃焼筒内における前記パイロット燃焼バーナを取り囲むように配置される複数のメイン燃焼バーナを有し、前記パイロット燃焼バーナの先端部分に設置した保炎器の任意半径位置において、前記保炎器の周方向に一定の間隔で孔を並べて貫通させ、圧縮機から送られた圧縮空気を前記孔に流入させるとともに、前記圧縮空気の流れ方向において、燃料噴射口の位置を前記孔の上流側に設けることで、燃料と前記圧縮空気とを混合して前記孔から噴出する予混合パイロットノズルと、前記保炎器上において、前記孔と別の位置に設けた燃料噴射口から燃料を噴射することで拡散燃焼を行う拡散パイロットノズルと、を備えることを特徴とする。
【発明の効果】
【００１９】
上述した第１の発明のパイロット燃焼バーナ、第６発明のガスタービン燃焼器及び第７発明のガスタービンの構成によると、周方向に複数配置した予混合パイロットノズルから噴出したパイロット混合ガスは周方向に分割されている。そして、予混合パイロットノズルの周方向の位置と拡散パイロットノズルの周方向の位置がずれているので、拡散パイロットノズルからの燃焼ガスは、パイロット混合ガスの切れ目をすり抜けてメイン燃焼バーナの延長管出口まで到達しやすくなることでメイン燃焼バーナからの希薄予混合燃料の保炎性が増し燃焼が安定するので、燃焼振動を抑制する効果が得られる。
【００２０】
また、メイン燃焼バーナから噴出した燃焼ガスは燃焼器尾筒内で循環し、高温の既燃ガスの循環流になるが、この高温の既燃ガスの循環流が予混合パイロットノズルから噴出したパイロット混合ガスの間を抜けてメイン燃焼バーナの延長管出口まで到達し、予混合パイロットの濃度と関係なくメイン燃焼バーナからの希薄予混合燃料の保炎性が増し、燃焼が安定するので、燃焼振動を抑制する効果が得られる。
【００２１】
以上により、ガスタービン起動から定格運転に合わせて、パイロット燃焼バーナでの燃焼方式を拡散燃焼方式から予混合燃焼方式に切り替え、さらに、更なる低ＮＯｘ化のためパイロット比率を低く運転することでパイロット燃焼ガスが低温になった場合でも、メイン燃焼バーナの燃焼を安定させ、燃焼振動を抑制することができ、低ＮＯｘ化を実現することができるという効果が得られる。
【００２２】
上述した第２の発明のパイロット燃焼バーナの構成により、パイロット混合ガスは旋回流となり、遠心力によって外周方向に広がるので、予混合パイロットノズルの前方を通過するメイン既燃ガスの循環流と衝突しにくくなる。このため、パイロット比率を低く運転することで低温になったパイロット燃焼ガスが、高温のメイン既燃ガスの循環流に衝突を抑制できる。これにより、既燃ガスの循環流による、メイン燃焼バーナからの希薄予混合燃料の保炎を高めることができる。
【００２３】
上述した第３の発明のパイロット燃焼バーナの構成により、パイロット混合ガスを外周方向に広げて放出することができるので、第２の実施の形態のパイロット燃焼バーナと同様の効果が得られる。
【００２４】
上述した第４の発明の形態のパイロット燃焼バーナの構成により、保炎器の位置をメイン燃焼バーナの延長管出口位置より上流に所定の距離で離して設置し、かつ保炎器の外縁にコーン部材を設置したことにより、燃焼器尾筒内を循環してきた高温のメイン既燃ガスは保炎器とメイン燃焼バーナの間にできた空間内に広がって、その後、保炎器外縁に設置したコーン部材に沿って流れる。これにより、メイン燃焼バーナの延長管出口付近では、メイン燃焼バーナの延長管出口から噴出された希薄予混合燃料と上記の高温の既燃ガスが略平行に合流するようになる。これにより、合流付近での流れの乱れが小さくなり、それによりメイン燃焼バーナの混合ガスの燃焼速度は低下して、その火炎が長く延びる。なお、保炎器外縁上でかつメイン燃焼バーナの延長管の内側部分に延長管の周方向位置と略一致させて複数の板を配置しても、コーン部材を配置したのと略同様の効果を得ることができる。
【００２５】
メイン燃焼バーナの延長管出口付近では燃料と圧縮空気の均一な混合が進んでいる途中であり、ここ付近での流れの乱れが大きいと、燃料と圧縮空気が完全に予混合できる前に燃焼が完了してしまう可能性がある。そのため、第４の実施の形態のパイロット燃焼バーナにより、メイン燃焼バーナの延長管出口付近でのメイン燃焼バーナからの希薄予混合燃料と高温の既燃ガスの循環流の合流角度を小さくし略平行にすることで、メイン燃焼ガスの予混合を促進する効果が得られる。これにより、メイン燃焼バーナからの希薄予混合燃料の保炎を高めることで燃焼を安定させる効果に加え、メイン燃焼バーナの燃焼における低ＮＯｘ化を実現することができるという効果が得られる。
【００２６】
上述した第５の発明の形態のパイロット燃焼バーナの構成によると、予混合パイロットノズルの燃料流路を通って送られた燃料は、燃料通路に接続したキャビティを経由して多孔板の孔部から噴出し、多孔板と保炎器の隙間に沿って流れ込んできた圧縮空気と混合され、保炎器の基盤部分に設けた孔から圧縮空気と燃料の予混合ガスとして噴出される。
【００２７】
さらに、多孔板と保炎器の隙間に沿って圧縮空気が流れるので、火炎に曝され加熱された保炎器の冷却効果を高めることができる。これにより、メイン燃焼バーナからの希薄予混合燃料の保炎を高めることで燃焼を安定させる効果に加え、炎器の冷却効果を高める効果が得られる。
【図面の簡単な説明】
【００２８】
【図１】図１は、本発明の第１の実施の形態に係るガスタービンを表す概略構成図である。
【図２】図２は、本発明の第１の実施の形態に係るガスタービン燃焼器を表す概略構成図である。
【図３−１】図３−１は、本発明の第１の実施の形態に係るパイロット燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。
【図３−２】図３−２は、本発明の第１の実施の形態に係るパイロット燃焼バーナをパイロット混合ガスが噴射された側からみた平面図である。
【図４−１】図４−１は、本発明の第２の実施の形態に係るパイロット燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。
【図４−２】図４−２は、本発明の第２の実施の形態に係るパイロット燃焼バーナをパイロット混合ガスが噴射された側からみた平面図である。
【図５−１】図５−１は、本発明の第３の実施の形態に係るパイロット燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。
【図５−２】図５−２は、本発明の第３の実施の形態に係るパイロット燃焼バーナをパイロット混合ガスが噴射された側からみた平面図である。
【図６−１】図６−１は、本発明の第４の実施の形態に係るパイロット燃焼バーナにおいて、延長管内側に配置されるコーン部材を設けた保炎器の要部を拡大して示した断面図である。
【図６−２】図６−２は、本発明の第４の実施の形態に係るパイロット燃焼バーナにおいて、延長管内側に配置されるコーン部材を取り付けた保炎器をパイロット混合ガスが噴射された側からみた平面図である。
【図６−３】図６−３は、本発明の第４の実施の形態に係るパイロット燃焼バーナにおいて、延長管内側に配置される複数の板を取り付けた保炎器の要部を拡大して示した断面図である。
【図６−４】図６−４は、本発明の第４の実施の形態に係るパイロット燃焼バーナにおいて、延長管内側に配置される複数の板を取り付けた保炎器をパイロット混合ガスが噴射された側からみた平面図である。
【図７−１】図７−１は、本発明の第５の実施の形態に係るパイロット燃焼バーナの要部を拡大して示した断面図である。
【図７−２】図７−２は、本発明の第５の実施の形態に係るパイロット燃焼バーナを構成する多孔板ノズルを示す概略構成図である。
【発明を実施するための形態】
【００２９】
以下に、本発明に係るガスタービンの燃焼器の軸心に配置されるパイロット燃焼バーナ、このパイロットノズルを有するガスタービン燃焼器、このガスタービン燃焼器が搭載されるガスタービンの好適な実施形態を図面に基づいて詳細に説明する。なお、この実施形態によりこの発明が限定されるものではない。
【００３０】
（第１の実施の形態）
第１の実施の形態のガスタービンは、図１に示すように、圧縮機２７と燃焼器２とタービン２８により構成され、さらに図示しない発電機がガスタービンに連結されており、発電可能となっている。
【００３１】
圧縮機２７は空気取入口２９を有し、圧縮機車室３０内に入口案内翼（ＩＧＶ：Inlet Guide Vane）３１が設置されるとともに、複数の静翼３２と動翼３３とが前後方向（後述するロータ３４の軸方向）に交互に設置され、その外側には抽気室３５が設けられている。燃焼器２は、圧縮機２７で圧縮された圧縮空気３に対して燃料４を供給し点火することで燃焼を行う。タービン２８はタービン車室３６内に複数の静翼３７と動翼３８とが前後方向（後述するロータ３４の軸方向）に交互に設置されている。このタービン車室３６の下流側には、排気車室３９を介して排気室４０が設置されており、排気室４０はタービン２８に連続する排気ディフューザ４１を有する。
【００３２】
また、圧縮機２７、燃焼器２、タービン２８、排気室４０の中心部をロータ（回転軸）３４が貫通している。ロータ３４は、圧縮機２７側の端部が軸受部４２により回転自在に支持され、排気室４０側の端部が軸受部４３により回転自在に支持されている。そして、このロータ３４は、圧縮機２７で、各動翼３３が装着されたディスクが複数重ねられて固定され、タービン２８で、各動翼３８が装着されたディスクが複数重ねられて固定されており、排気室４０側の端部に図示しない発電機の駆動軸が連結されている。
【００３３】
そして、このガスタービンは、圧縮機２７の圧縮機車室３０が脚部４４に支持され、タービン２８のタービン車室３６が脚部４５により支持され、排気室４０が脚部４６により支持されている。
【００３４】
従って、圧縮機２７の空気取入口２９から取り込まれた圧縮空気が、入口案内翼３１、複数の静翼３２と動翼３３を通過して圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気３となる。燃焼器２で、この圧縮空気３に対して所定の燃料４が供給され、燃焼する。そして、この燃焼器２で生成された高温・高圧の燃焼ガスが、タービン２８を構成する複数の静翼３７と動翼３８を通過することでロータ３４を駆動回転し、このロータ３４に連結された発電機を駆動する。一方、排気ガス（燃焼ガス）のエネルギは、排気室４０の排気ディフューザ４１により圧力に変換され減速されてから大気に放出される。
【００３５】
図２に示すように、上述した燃焼器２の中心に位置してパイロット燃焼バーナ１が配置されるとともに、燃焼器２の内周面に周方向に沿ってパイロット燃焼バーナ１を取り囲むように複数のメイン燃焼バーナ６が配置されている。
【００３６】
また、図示しないパイロット燃料ラインがパイロット燃焼バーナの燃料流路６２、６３に連結され、図示しないメイン燃焼ラインが各メイン燃焼ノズルの燃料流路１５に連結されている。
【００３７】
したがって、高温・高圧の圧縮空気３が燃焼器２内に流れ込み、この燃焼器２内で、この圧縮空気３がメイン燃焼バーナ６から噴射された燃料４と混合され、予混合ガスの旋回流１０２となって燃焼器尾筒４８内に流れ込む。また、圧縮空気３は、パイロット燃焼バーナ１から噴射された燃料４と混合され、図示しない種火により着火されて燃焼し、燃焼ガス１００となって燃焼器尾筒４８内に噴出する。このとき、燃焼ガス１００の一部が燃焼器尾筒４８内に火炎を伴って周囲に拡散するように噴出することで、メイン燃焼バーナ６から燃焼器尾筒４８内に流れ込んだ予混合ガス１０２に着火されて燃焼する。即ち、パイロット燃焼バーナ１から噴射されたパイロット燃料による火炎１０１により、メイン燃焼バーナ６からの希薄予混合燃料の安定燃焼を行うための保炎を行うことができる。また、パイロット燃焼バーナ１の端部に保炎器１２を配置している。図３−１に示すように、この保炎器１２の下流には、リ・サーキュレーションゾーン（再循環領域）１０３と呼ばれる領域が発生する。この再循環領域１０３の中では、メイン燃焼バーナ６の高温の既燃ガスが中心軸の近くで逆流するような渦運動をするので、これがメイン燃焼バーナ６の希薄予混合燃料を定常的に着火させるのに役立っている。
【００３８】
次に、本発明に係る第１の実施の形態によるパイロット燃焼バーナ１について詳細に説明する。
【００３９】
図３−１に第１の実施の形態に係るパイロット燃焼バーナ１の要部を拡大して示した断面図を、図３−２にパイロット燃焼バーナ１をパイロット混合ガスが噴射された側から見た平面図を示す。
【００４０】
図３−１に示すように、パイロット燃焼バーナ１は、その中心に拡散パイロットノズル１１を配置し、拡散パイロットノズル１１を取り囲むように予混合パイロットノズル１０を配置している。予混合パイロットノズル１０に燃料を供給する燃料流路６２、拡散パイロットノズル１１に燃料４を供給する燃料流路６３は、それぞれが独立した系統になっており、燃料流量を別々に変更できる。
【００４１】
予混合パイロットノズル１０の燃料噴射口１６と拡散パイロットノズル１１の燃料噴射口１７は保炎器１２部分に設けている。保炎器１２はパイロット混合ガスが噴射された側から見ると円盤状であるが、側面方向から見ると断面形状が台形をしており、燃料噴射方向に進むにつれてその半径が大きくなっている。また、保炎器１２のパイロット混合ガス噴射口側の端面位置は、燃焼器２の中心軸を通る直線に垂直な方向で見た場合、メイン燃焼バーナ６の延長管１３の出口部分と略同じ位置になっている。
【００４２】
上述の構成において、拡散パイロットノズル１１は保炎器１２に所定の径で複数個貫通させた燃料噴射口１７から燃料４を噴出することで、周囲の圧縮空気３と混合を行い、燃焼器２内で拡散燃焼を行う。なお、拡散パイロットノズル１１の燃料噴射口１７は、保炎器１２の半径方向外側に向って燃料を放出できるようにすることが望ましく、そのため、保炎器１２の半径方向に沿って貫通させ、燃料噴射方向が保炎器１２の外縁方向になるように保炎器１２を垂直に貫通する直線と所定の傾斜角度を持たることが好ましい。このようにすることで、燃料４を半径方向外側に噴出できるので、拡散パイロットノズルからの燃焼ガスが保炎器１２の外周方向にあるメイン燃焼バーナの延長管１３の出口まで到達し、メイン燃焼バーナからの希薄予混合燃料の保炎性が増し燃焼が安定する。
【００４３】
一方、予混合パイロットノズル１０は保炎器１２に所定の径で複数個貫通させた孔１４とこの孔１４から所定の寸法の隙間を設けた位置に設けた予混合パイロットノズル１０の燃料噴射口１６で構成している。燃料噴射口１５から噴出した燃料４は、圧縮空気３と混合し、孔１４からパイロット混合ガスとして放出され、燃焼器２内で燃焼する。
【００４４】
図３−２に示すように、予混合パイロットノズル１０は、複数のメイン燃焼バーナ６（図では８個）の内側にある保炎器１２の所定の半径位置において、その周方向に複数の孔１４（図では８個）を貫通させ、また、その孔の中心位置でかつ燃料噴射に関して上流側に予混合ノズルの燃料噴射口１６を設ける。
【００４５】
このとき、保炎器１２の中心と各孔１４の中心を結ぶ直線の延長上に各メイン燃焼ノズル７がこないようにするため、孔１４の周方向位置をメイン燃焼ノズル７の周方向位置とずらして配置する。なお、孔１４の周方向の間隔は一定にすることが好ましい。一方、拡散パイロットノズル噴射口１７についても保炎器１２の所定の半径位置に設けているが、その中心と保炎器１２の中心を結ぶ直線上の延長上にメイン燃焼ノズル７の中心位置がくるように、拡散パイロットノズル噴射口１７を配置することが望ましい。
【００４６】
以上により、予混合パイロットノズル１０が周方向に一定の間隔を持って配置されているので、予混合パイロットノズル１０から噴出されるパイロット混合ガスは周方向には切れ目ができることになる。メイン燃焼バーナ６から噴出した燃焼ガスは燃焼器尾筒４８内で循環し、高温の既燃ガスの循環流になり、この高温の既燃ガスの循環流が予混合パイロットノズル１０から噴出したパイロット混合ガスの間を抜けてメイン燃焼バーナ６の延長管１３出口まで到達し、メイン燃焼バーナ６からの希薄予混合燃料の保炎性が増し燃焼が安定するので、燃焼振動を抑制することができる。
【００４７】
なお、図３−２では、予混合パイロットノズル１０及び拡散パイロットノズル１１の燃料噴射口の個数をメイン燃焼バーナ６と同数にしているが、その個数は適宜変更可能である。また、図３−２において、拡散ノズルの燃料噴射口１７は簡便のため円形で記載しているが、実際の形状は燃料噴出方向に長軸を持つ楕円形である。
【００４８】
（第２の実施の形態）
第２の実施の形態によるパイロット燃焼バーナ１は、図４−２に示すように保炎器１２をパイロット混合ガスが噴射された側から見た平面上に孔１４の中心線を投影した場合に、その中心線を投影した直線が孔１４を設けた保炎器１２の半径位置における円周の接線と平行となるようにするように孔１４を貫通させるか、または投影直線が保炎器１２の外周方向に向うように孔１４を貫通させるようにするため、基盤部分２６を垂直に貫通する直線と所定の角度で傾斜させている。つまり、孔１４を通過した圧縮空気３と燃料４のパイロット混合ガスが保炎器１２の中心軸まわりにその周方向に旋回させるようにするか、または外縁方向に向うように孔１４を貫通させる。
【００４９】
このように孔１４を貫通させることで、予混合ノズルの燃料噴射口１６から放出されるパイロット混合ガスは、周方向（図４−２の矢印方向）に放出され、旋回に伴う遠心力により、保炎器１２の外縁方向に広がる。なお、図４−２において、拡散ノズルの燃料噴射口１７及び孔１４は簡便のため円形で記載しているが、実際の形状は燃料噴出方向に長軸を持つ楕円形である。
【００５０】
上述の構成によりパイロット混合ガスが外縁方向に広がることで、パイロット燃焼ガスと高温のメイン既燃ガスの循環流との衝突が抑制される。これにより、低ＮＯｘ化のために、パイロット比率を低く運転することでパイロット燃焼ガスが低温になった場合でも、高温の既燃ガスの循環流はメイン燃焼バーナの延長管出口まで到達しやすくなっているので、メイン燃焼バーナからの希薄予混合燃料の保炎性が増し、燃焼が安定するので、燃焼振動を抑制することができる。一方、パイロット燃焼ガスが外周方向に噴出されることで、メイン燃焼バーナ出口付近の保炎器基部に到達しやすくなり、パイロット比率を高めパイロット燃焼ガス温度を高くして運転している場合には、パイロット燃焼ガスによるメイン燃焼バーナからの希薄予混合燃料の保炎を高めることができるので燃焼を安定させ、燃焼振動を抑制することができる。
【００５１】
（第３の実施の形態）
第３の実施の形態によるパイロット燃焼バーナ１は、図５−１及び図５−２に示すように、予混合パイロットノズル１０における保炎器１２の孔１４を、保炎器１２の半径方向外側に向って貫通させたものである。このようにすることで、パイロット混合ガスを直接外周方向に広げることができ、低温になったパイロット混合ガスが高温のメイン燃焼ガスの循環流を妨げることを抑制する効果が高まる。また、パイロット混合ガスが外周方向のメイン燃焼バーナ６の保炎基部に到達しやすくなるので、パイロット比を高めることで、パイロット燃焼ガスの温度を高くして運転している場合には、メイン燃焼バーナ６の保炎基部での保炎性を高めることができる。なお、図５−２において、拡散ノズルの燃料噴射口１７及び孔１４は簡便のため円形で記載しているが、実際の形状は燃料噴出方向に長軸を持つ楕円形である。
【００５２】
（第４の実施の形態）
第４の実施の形態によるパイロット燃焼バーナ１は、図６−１、図６−２に示すようにメイン燃焼バーナ６の延長管１３出口位置と保炎器１２の位置関係に関し、燃焼器２の軸心を通り燃焼器尾筒４８に向う直線に直行する方向で見たときに、保炎器１２の位置をメイン燃焼バーナ６の延長管１３出口位置より前方に所定の距離で離して設置したものである。さらに、保炎器１２のパイロット燃焼ガスを噴射する側の端面の外周上でかつメイン燃焼バーナ６の延長管１３の内側部分には、周方向に連続しているコーン部材１８を配置している。コーン部材１８の端面位置は燃焼器２の軸心を通る直線に垂直な方向で見たときに、メイン燃焼バーナ６の延長管１３の出口部分と略同じ位置になっている。
【００５３】
このように、保炎器１２を燃焼ガスの噴出方向に関する位置関係において、メイン燃焼バーナ６の延長管１３出口位置の上流側に所定の距離で離して設置し、かつ保炎器１２の外周にコーン部材１８を設置したことで、燃焼器尾筒４８内を循環してきたメイン燃焼ガスは保炎器１２の後流の空間に広がり、その後、保炎器１２の外周のコーン部材１８に沿って流れ、メイン燃焼バーナ６の延長管１３出口付近では延長管１３出口を出た直後のメイン燃焼バーナ６から噴出された希薄予混合燃料と略平行に合流するようになる。このため、延長管１３出口付近における流れの乱れが小さくなり、メイン燃焼バーナ６の希薄予混合燃料の燃焼速度が低下し、それによりメイン燃焼バーナの混合ガスの燃焼速度は低下して、その火炎は、希薄予混合燃料の噴出方向に長く延びる。
【００５４】
延長管１３出口を出た直後のメイン燃焼バーナ６の希薄予混合燃料内では、燃料と圧縮空気との均一な混合が進んでいる途中であり、ここでの流れの乱れが大きいと、完全に予混合できる前に燃焼が進む可能性がある。したがって、第４の実施の形態のパイロット燃焼バーナの構成により、延長管１３から噴出した希薄予混合燃料と循環してきた燃焼ガスとの合流角度を小さくし、略平行にすることで燃焼速度を遅くすることができ、燃料と圧縮空気の均一な混合が完了するまでの時間が確保できるので、予混合効果が促進されることになり、メイン燃焼バーナの燃焼における低ＮＯｘ化を実現することができるという効果が得られる。
【００５５】
なお、コーン部材１８は周方向に連通しているが、図６−３、図６−４に示すように、延長管１３の出口部分を沿うように、かつ、延長管１３との間に所定の間隔を空けて複数の板材１９を設置しても上述と同様の効果が得られる。なお、図６−２と図６−４において、拡散ノズルの燃料噴射口１７は簡便のため円形で記載しているが、実際の形状は燃料噴出方向に長軸を持つ楕円形である。
【００５６】
（第５の実施の形態）
第５の実施の形態によるパイロット燃焼バーナは、図７−１に示すように予混合パイロットノズル１０の燃料流路６２が、通路の内径よりも大きなキャビティ２１に接続し、そのキャビティ２１には外径がキャビティ２１よりも大きく、キャビティ２１の燃料方向の流れで下流側になる部分を覆って蓋をする円盤状の多孔板２２が設置されている。多孔板２２の周方向には孔２３を複数設けている。この多孔板２２に対し、燃料噴射方向において下流側位置に、保炎器１２が所定の間隔を空けて配置される。このとき、多孔板に設けられた孔２３の周方向位置は、保炎器１２に設けた孔１４の周方向位置と一致し、その径は孔１４と略同じ大きさになっている。多孔板２２の外径は保炎器１２の外径と同じ程度である。また、多孔板２２の中心部分には拡散パイロットノズル１１の燃料流路６３である配管を貫通させ、保炎器１２に設けた拡散パイロットノズル１１の燃料噴射口１７から燃料を噴出することができる。
【００５７】
予混合パイロットノズルの燃料流路６２を通って送られた燃料４は、燃料通路６２に接続したキャビティ２１を経由して多孔板２２の孔２３から噴出し、多孔板２２と保炎器１２の隙間に沿って流れ込んできた圧縮空気３と混合され、保炎器１２に設けた孔１４から圧縮空気と燃料の予混合ガスとして噴出される。
【００５８】
さらに、本手段によれば、多孔板２２と保炎器１２の隙間に沿った圧縮空気３の流れを作ることで流動する圧縮空気３と保炎器１２の接触面積が確保でき、この結果、燃焼火炎に曝されて加熱された保炎器１２の効率のよい冷却効果を得ることができる。
【符号の説明】
【００５９】
１  パイロット燃焼バーナ
２  燃焼器
３  圧縮空気
４  燃料
６  メイン燃焼バーナ
７  メイン燃焼ノズル
８  燃焼器内筒
１０  予混合パイロットノズル
１１  拡散パイロットノズル
１２  保炎器
１３  延長管
１４  孔
１５  メインノズルの燃料流路
１６  予混合ノズルの燃料噴射口
１７  拡散ノズルの燃料噴射口
１８  コーン部材
１９  板材
２１  キャビティ
２２  多孔板
２３  多孔板の孔
６２  予混合パイロットノズルの燃料流路
６３  拡散パイロットノズルの燃料流路
１００  メイン燃焼ガス
１０１  パイロット火炎
１０２  予混合ガスの旋回流
１０３  予混合ガスのリ・サーキュレーションゾーン（再循環領域）
【図１】
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【図２】
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【図３−１】
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【図３−２】
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【図４−１】
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【図４−２】
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【図５−１】
0005922450.tif 000008
【図５−２】
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【図６−１】
0005922450.tif 000010
【図６−２】
0005922450.tif 000011
【図６−３】
0005922450.tif 000012
【図６−４】
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【図７−１】
0005922450.tif 000014
【図７−２】
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