(57)【要約】【課題】ステージング型燃焼器の着火性能および低ＮＯx特性を向上させる。【解決手段】パイロット用の混合気を供するパイロット燃料噴射部１０の中心を、メイン用の混合気を供するメイン混合流路２３の中心に対し、点火栓３０の側に近接するように偏芯させ、且つメイン混合流路２３の開口部の形状を三日月状または偏芯ドーナツ状の形状になるように構成する。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
パイロット燃料とパイロット空気が混合するパイロット燃料噴射部と、該パイロット燃料噴射部の周りに配設されメイン燃料とメイン空気が混合するメイン燃料噴射部とから成るステージング燃料噴射弁と、燃焼室において混合気に着火する点火栓と、燃料と空気が燃焼し燃焼領域を形成する燃焼室とを備えたガスタービン燃焼器であって、前記ステージング燃料噴射弁は前記パイロット燃料噴射部の開口部の中心を前記メイン燃料噴射部の開口部の中心に対し前記点火栓の側に近接するように偏芯させた偏芯ステージング燃料噴射弁であり、前記パイロット燃料噴射部から供される混合気は前記メイン燃料噴射部から供される空気に妨げられることなく前記点火栓に作用することを特徴とするガスタービン燃焼器。
【請求項２】
前記偏芯ステージング燃料噴射弁のメイン燃料噴射部の開口部の形状は三日月形状である請求項１に記載のガスタービン燃焼器。
【請求項３】
前記燃焼室の形状は筒型であり、且つ単一の前記偏芯ステージング燃料噴射弁によって単一のバーナーが形成されるように構成されている請求項１又は２に記載のガスタービン燃焼器。
【請求項４】
前記燃焼室は環状型であり、且つ前記偏芯ステージング燃料噴射弁が該燃焼室の環状のドーム壁に対し複数配設されて成る請求項１又は２に記載のガスタービン燃焼器。
【請求項５】
前記パイロット燃料噴射部と前記メイン燃料噴射部とが同芯状に配設されて成る同芯ステージング燃料噴射弁と前記偏芯ステージング燃料噴射弁とが前記燃焼室の環状のドーム壁に複数配設されて成り、且つ該偏芯ステージング燃料噴射弁は該同芯ステージング燃料噴射弁よりも前記点火栓の近傍に配設されて成る請求項１又は２に記載のガスタービン燃焼器。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービン燃焼器に関し、特に高い低ＮＯx性能を得るためにパイロット燃料噴射部とメイン燃料噴射部から燃料を供給するように構成されたステージング燃料噴射弁を備えたガスタービン燃焼器の着火性の問題を好適に解決するガスタービン燃焼器に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
排気ガスの窒素酸化物（ＮＯx）を低減することを目的とした航空機用ガスタービン燃焼器としては、既燃焼ガスを形成するためのパイロット燃料噴射弁と、その既燃焼ガス中に混合気を噴射するメイン燃料噴射弁という２種類の燃料噴射弁を持ったステージング型燃焼器の研究が盛んに行われている。これらの燃焼器ではパイロット燃料噴射部を中心に置き、その周りに同心円状にメイン燃料噴射部を配置することが行われている（例えば特許文献１を参照。）。また、航空機用ガスタービン燃焼器ではメンテナンス性を高めるため、点火栓は燃焼器ライナーに設置することが一般的に行われており、この場合、着火時にパイロット燃料噴射部のみから燃料が供給されると、その燃料はメイン燃料噴射部から流出する空気に阻まれ、その結果、点火栓に十分な燃料が到達しない、あるいは、点火によって生じた火種がメイン燃料噴射部の空気に流されパイロットの燃焼領域に到達しないことにより着火性に難があった。安全性が最も重視される航空機用ガスタービンでは高い着火性能が要求されるため、この着火性の問題が低ＮＯxなガスタービン燃焼器の実用化に対し大きな障害の一つとなっている。
【０００３】
【特許文献１】特開２００２−１３９２２１号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
上述した通り、高い低ＮＯx性能を得るためにパイロット燃料噴射部と、その周りに同芯状に配設されたメイン燃料噴射部とから成るステージング燃料噴射弁を備えたガスタービン用低ＮＯx燃焼器を航空機用ガスタービン燃焼器に使用した場合、着火性能に難がある。
そこで、本発明は、上記実情に鑑み創案されたものであって、高い低ＮＯx性能を得るためにパイロット燃料噴射部とメイン燃料噴射部から燃料を供給するように構成されたステージング燃料噴射弁を備えたガスタービン燃焼器を航空機用ガスタービン燃焼器に使用した場合に生じる着火性の問題を好適に解決するガスタービン燃焼器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】
【０００５】
前記目的を達成するために、請求項１に記載のガスタービン燃焼器は、パイロット燃料とパイロット空気が混合するパイロット燃料噴射部と、該パイロット燃料噴射部の周りに配設されメイン燃料とメイン空気が混合するメイン燃料噴射部とから成るステージング燃料噴射弁と、燃焼室において混合気に着火する点火栓と、燃料と空気が燃焼し燃焼領域を形成する燃焼室とを備えたガスタービン燃焼器であって、前記ステージング燃料噴射弁は前記パイロット燃料噴射部の開口部の中心を前記メイン燃料噴射部の開口部の中心に対し前記点火栓の側に近接するように偏芯させた偏芯ステージング燃料噴射弁であり、前記パイロット燃料噴射部から供される混合気は前記メイン燃料噴射部から供される空気に妨げられることなく前記点火栓に作用することを特徴とする。
上記ガスタービン燃焼器では、上記構成とすることにより、パイロット燃料噴射部から供される混合気は、メイン燃料噴射部から供される空気流よりも燃焼室の点火栓の近傍を直接かつ連続的に流れ、メイン燃料噴射部からの空気に妨げられなくなる。これにより、パイロット燃料噴射部の混合気が点火栓に到達して火種が生じ、火炎が好適に伝播する、あるいは高温ガスや活性化学種が流されることにより、パイロット燃料噴射部下流の再循環領域にパイロット火炎が形成される。その結果、極めて高い着火性能が得られると共に、その安定したパイロット火炎とメイン燃料噴射部から供される混合気により安定した燃焼が成されると同時に、燃焼温度が好適に低下しＮＯxの生成を好適に抑制するようになる。
【０００６】
請求項２に記載のガスタービン燃焼器では、前記偏芯ステージング燃料噴射弁のメイン燃料噴射部の開口部の形状は三日月形状であることとした。
上記ガスタービン燃焼器では、偏芯ステージング燃料噴射弁を備えたことによりガスタービン燃焼器の着火性能が好適に向上する。
【０００７】
請求項３に記載のガスタービン燃焼器では、前記燃焼室の形状は筒型であり、且つ単一の前記偏芯ステージング燃料噴射弁によって単一のバーナーが形成されるように構成されていることとした。
上記ガスタービン燃焼器では、偏芯ステージング燃料噴射弁を備えたことにより筒型ガスタービン燃焼器の着火性能が好適に向上する。
【０００８】
請求項４に記載のガスタービン燃焼器では、前記燃焼室は環状型であり、且つ前記偏芯ステージング燃料噴射弁が該燃焼室の環状のドーム壁に対し複数配設されて成ることとした。
上記ガスタービン燃焼器では、偏芯ステージング燃料噴射弁を備えたことにより環状型ガスタービン燃焼器の着火性能が好適に向上する。
【０００９】
請求項５に記載のガスタービン燃焼器では、前記パイロット燃料噴射部と前記メイン燃料噴射部とが同芯状に配設されて成る同芯ステージング燃料噴射弁と前記偏芯ステージング燃料噴射弁とが前記燃焼室の環状のドーム壁に複数配設されて成り、且つ該偏芯ステージング燃料噴射弁は該同芯ステージング燃料噴射弁よりも前記点火栓の近傍に配設されて成ることとした。
上記ガスタービン燃焼器では、偏芯ステージング燃料噴射弁を備えたことにより環状型ガスタービン燃焼器の着火性能が好適に向上する。
【発明の効果】
【００１０】
本発明のガスタービン燃焼器によれば、パイロット燃料噴射部と点火栓の間に流れるメイン燃料噴射部の空気が減少あるいは無くなり、パイロット燃料噴射部の燃料が点火栓に到達して火種が生じて火炎が好適に伝播する、あるいは高温ガスや活性化学種が流されることにより、パイロット燃料噴射部下流の再循環領域にパイロット火炎が形成される。従って、極めて高い着火性能が得られ、低いＮＯx排出量と高い着火性能を有するパイロット燃料噴射部とメイン燃料噴射部を備えた燃焼器を実現することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
以下、図に示す実施の形態により本発明をさらに詳細に説明する。なお、これにより本発明が限定されるものではない。
【実施例１】
【００１２】
図１は、本発明の実施例１に係るガスタービン燃焼器１００を示す要部断面説明図である。
このガスタービン燃焼器１００は、着火および保炎等の副燃焼用（以下、「パイロット」という。）の混合気を供給するパイロット燃料噴射部１０と、主燃焼用（以下、「メイン」という。）の混合気を供給するメイン燃料噴射部２０とから成る偏芯ステージング燃料噴射弁１と、スパークを発生させることにより混合気にパイロット火炎を形成する点火栓３０と、そのパイロット火炎により混合気が燃焼する燃焼室４０とを具備して構成されている。なお、パイロット燃料噴射部１０とメイン燃料噴射部２０を一つの組とする偏芯ステージング燃料噴射弁１が、環状等間隔で燃焼室４０のドーム壁４０ｂに複数配設されているが、図示の都合上一つの偏芯ステージング燃料噴射弁１しか表されていない。
【００１３】
パイロット燃料噴射部１０は、パイロット燃料が流れるパイロット燃料供給路１１と、パイロット燃料が噴射されるパイロットノズル１２と、パイロット空気を供給する第１パイロット空気流路１３と、同第２パイロット空気流路１４と、パイロット燃料とパイロット空気が混合し燃焼するパイロット燃焼領域１５とから成る。
【００１４】
また、第１パイロット空気流路１３および第２パイロット空気流路１４の流路途上にはスワラー１６,１７が各々配設され、空気流がスワラーを通過することにより旋回空気流が形成される。これにより、パイロットノズル１２から噴射されるパイロット燃料は、これらの旋回空気流によってサンドイッチされ、剪断作用および旋回作用を同時に受けながら、これらの空気に対し好適に混合されることになる。従って、パイロット燃焼領域１５では、液滴（一部は気化）の燃料と空気が混合され燃焼する。
【００１５】
また、詳細については図２を参照しながら後述するが、パイロット燃料噴射部１０の中心は、メイン混合流路２３の中心に対して点火栓３０の側に偏芯し、パイロット燃料噴射部１０の開口部はメイン混合流路２３の開口部よりも半径方向の外側にあるように構成されている。これにより、パイロット燃料噴射部１０から供される混合気は点火栓３０に直接かつ連続的に到達し、火種が好適に生じ、そして火炎が好適に伝播する、或いは高温ガスや活性化学種が流されることにより、パイロット燃料領域１５にパイロット火炎が形成されることになる。その結果、極めて高い着火性能が得られると共に、その安定したパイロット火炎とメイン燃料噴射部２０から供される混合気により安定した燃焼が成されると同時に、燃焼温度が好適に低下しＮＯxの生成を好適に抑制するようになる。
【００１６】
一方、メイン燃料噴射部２０は、メイン燃料が流れるメイン燃料供給路２１と、メイン燃料が噴射されるメインノズル２２と、メイン燃料とメイン空気が混合し混合気を生成するメイン混合流路２３とから成る。メインノズル２２は、いわゆる渦巻き噴射弁により構成されている。また、後述するように、メイン燃料噴射部２０の開口部はパイロット燃料噴射部１０の開口部よりも半径方向の内側にあり、メイン燃料噴射部２０からの空気流は着火時においてパイロット燃料噴射部１０からの混合気を妨げなくなる。
【００１７】
図２は、図１のＡ−Ａ’断面図である。なお、以下の説明においてメイン混合流路の中心２３Ｃとは、半径方向の対称２等分線がメイン混合流路２３の外周線と交わる２点の中点とする。
パイロット燃料噴射部の中心１０Ｃは、メイン混合流路の中心２３Ｃに対し点火栓３０の側に偏芯し、その結果、パイロット燃料噴射部１０の開口部は半径方向に対し点火栓３０に近接するようになる。更に、メイン混合流路２３の開口部は、パイロット燃料噴射部１０の開口部に比べ半径方向の内側にあり、且つその形状は、例えば三日月状または偏芯ドーナツ状の形状となるように構成されている。これにより、パイロット燃料噴射部１０の開口部から供される混合気は点火栓３０に直接かつ連続的に到達し、火種が好適に生じ、そして火炎が好適に伝播する、或いは高温ガスや活性化学種が流されることにより、パイロット燃料噴射部下流の再循環領域に安定したパイロット火炎が形成されることになる。よって、極めて高い着火性能が得られると共に、その安定したパイロット火炎とメイン燃料噴射部２０から供される混合気により安定した燃焼が成されると同時に、燃焼温度が好適に低下しＮＯxの生成を好適に抑制するようになる。
【００１８】
実施例１に係るガスタービン燃焼器１００によれば、パイロット燃料噴射部１０とメイン燃料噴射部２０とから成る偏芯ステージング燃料噴射弁１を備えたことにより燃焼器における着火性能が向上し、パイロット燃料噴射部１０の下流に安定したパイロット火炎が好適に形成され、その安定したパイロット火炎とメイン燃料噴射部２０から供される混合気により安定した燃焼が成されると同時に、燃焼温度が好適に低下しＮＯxの生成を好適に抑制するようになる。
【実施例２】
【００１９】
図３は、本発明の実施例２に係るガスタービン燃焼器２００を示す要部断面説明図である。
【００２０】
このガスタービン燃焼器２００は、メイン燃料噴射部５０を除いて上記ガスタービン燃焼器１００と同じ構成である。メイン燃料噴射部５０は、メイン混合流路５３の壁内部にメイン燃料供給路５１が形成され、メイン混合流路５３の壁面にプレインジェット型の燃料噴射ノズル５２が形成されている。
【００２１】
図４は、図３のＢ−Ｂ’断面図である。
パイロット燃料噴射部の中心１０Ｃは、メイン混合流路の中心５３Ｃに対し点火栓３０の側に偏芯し、その結果、パイロット燃料噴射部１０の開口部は半径方向に対し点火栓３０に近接するようになる。更に、メイン混合流路５３の開口部は、パイロット燃料噴射部１０の開口部に比べ半径方向の内側にあり、且つその形状は、例えば三日月状または偏芯ドーナツ状の形状となるように構成されている。これにより、パイロット燃料噴射部１０の開口部から供される混合気は点火栓３０に直接かつ連続的に到達し、火種が好適に生じ、そして火炎が好適に伝播する、或いは高温ガスや活性化学種が流されることにより、パイロット燃料噴射部下流の再循環領域に安定したパイロット火炎が形成されることになる。従って、極めて高い着火性能が得られると共に、その安定したパイロット火炎とメイン混合流路５３から供される混合気により安定した燃焼が成されると同時に、燃焼温度が好適に低下しＮＯxの生成を好適に抑制するようになる。
【００２２】
実施例２に係るガスタービン燃焼器２００によれば、上記ガスタービン燃焼器１００と同様にパイロット燃料噴射部１０とメイン燃料噴射部５０とから成る偏芯ステージング燃料噴射弁２を備えたことにより燃焼器における着火性能が向上し、パイロット燃焼領域１５に安定したパイロット火炎が好適に形成され、その安定したパイロット火炎とメイン混合流路５３から供される混合気により安定した燃焼が成されると同時に、燃焼温度が好適に低下しＮＯxの生成を好適に抑制するようになる。
【実施例３】
【００２３】
図５は、本発明の実施例３に係るガスタービン燃焼器３００を示す要部断面説明図である。
このガスタービン燃焼器３００は、実施例２に係るガスタービン燃焼器２００のパイロット燃料のみを噴射したときの燃焼効率を高めるための工夫を行ったものである。つまり、パイロット燃料のみを噴出するステージにおいて、メインの空気がパイロット燃焼領域に流れ込みパイロット火炎を部分的に消炎させるため、燃焼効率が低下する。この問題を解決するためにメイン混合流路を延長し、パイロットの燃焼が終了した後、合流するようにした。
【実施例４】
【００２４】
図６は、本発明の実施例４に係るガスタービン燃焼器４００を示す要部断面説明図である。
このガスタービン燃焼器４００は、偏芯ステージング燃料噴射弁１（又は偏芯ステージング燃料噴射弁２）と、パイロット燃料噴射部とメイン燃料噴射部とが同芯状に配設された同芯ステージング燃料噴射弁３とが混在して、燃焼室のドーム壁４０ｂに環状等間隔に配設されている。なお、偏芯ステージング燃料噴射弁１は同芯ステージング燃料噴射弁３よりも点火栓３０に近接して配設されている。これにより、パイロット燃料噴射部１０の開口部から供される混合気は点火栓３０に直接かつ連続的に到達し、火種が好適に生じ、そして火炎が好適に伝播する、或いは高温ガスや活性化学種が流されることにより、パイロット燃料噴射部下流の再循環領域に安定したパイロット火炎が形成されることになる。従って、極めて高い着火性能が得られると共に、その安定したパイロット火炎とメイン混合流路から供される混合気により安定した燃焼が成されると同時に、燃焼温度が好適に低下しＮＯxの生成を好適に抑制するようになる。
【実施例５】
【００２５】
図７は、本発明の実施例５に係るガスタービン燃焼器５００を示す要部断面説明図である。
上記ガスタービン燃焼器１００,２００,３００,４００は、環状型の燃焼器に対して適用した実施例であるが、このガスタービン燃焼器５００は、本発明のガスタービン燃焼器を筒型の燃焼器に対して適用したものである。
【産業上の利用可能性】
【００２６】
本発明のガスタービン燃焼器は、低ＮＯxの排出が要求されるガスタービン燃焼器を始めとする内燃機関に対し好適に適用することが出来る。
【図面の簡単な説明】
【００２７】
【図１】本発明の実施例１に係るガスタービン燃焼器を示す部分断面説明図である。
【図２】図１のＡ−Ａ’断面を示す説明図である。
【図３】本発明の実施例２に係るガスタービン燃焼器を示す部分断面説明図である。
【図４】図３のＢ−Ｂ’断面を示す説明図である。
【図５】本発明の実施例３に係るガスタービン燃焼器を示す部分断面説明図である。
【図６】本発明の実施例４に係るガスタービン燃焼器を示す部分断面説明図である。
【図７】本発明の実施例５に係るガスタービン燃焼器を示す部分断面説明図である。
【符号の説明】
【００２８】
１,２                                偏芯ステージング燃料噴射弁
３                                   同芯ステージング燃料噴射弁
１０                                 パイロット燃料噴射部
１１                                 パイロット燃料供給路
１２                                 パイロットノズル
１３                                 第１パイロット空気流路
１４                                 第２パイロット空気流路
１５                                 パイロット燃焼領域
２０,５０                            メイン燃料噴射部
２１,５１                            メイン燃料供給路
２２,５２                            メインノズル
２３,５３                            メイン混合流路
３０                                 点火栓
４０                                 燃焼室
１００,２００,３００,４００,５００   ガスタービン燃焼器
【図１】
2008185269.tif 000003
【図２】
2008185269.tif 000004
【図３】
2008185269.tif 000005
【図４】
2008185269.tif 000006
【図５】
2008185269.tif 000007
【図６】
2008185269.tif 000008
【図７】
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