JPH02183720A - ガスタービン燃焼器 - 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】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、ガスタービン燃焼器に係り、特に、窒素酸化
物（ＮＯｘ）の低減を目的としたパイロットバーナ付予
混合燃焼器の構造に関する。

〔従来の技術〕

従来の低ＮＯｘ燃焼器（フンバインドプラント用低ＮＯ
ｘガスタービン燃焼器の開発第１４回ガスタービン学会
論文集（１９８７）ｐ５１〜５６）は、頭部副室で拡散
燃焼、後部主室で予混合燃焼を行う二段燃焼方式である
。低負荷時は拡散燃焼主体で、高負荷時は拡散火炎から
の加熱作用により二段目の予混合燃焼を継続させる。特
に、予混合燃焼では、燃料に対して空気量を調節し、燃
室比制御による安定化を図る。

〔発明が解決しようとする課題〕

前記従来技術では、拡散燃焼部と予混合燃焼部が燃焼室
の軸方向に離れて区分されているために、予混合燃焼の
安定化を図るのに必要な拡散燃焼量は増大する。また、
高負荷燃焼時も拡散燃焼と予混合燃焼を同時に行うので
、大＋ｉ１な低ＮＯｘ化燃焼は困難である。特に、予混
合燃焼の空気量を制御すると拡散燃焼への空気量が変化
し、予混合空気量を減少させると拡散燃焼は希薄側へ移
行し、ＣＯ等の未燃分が発生する原因となる等の問題が
あった。

本発明の目的は、上記諸問題を解決する燃焼器であって
、超低ＮＯｘ化燃焼に有利な予混合燃焼器構造を提供す
ることにある。

〔課題を解決するための手段〕

上記目的は、燃焼室頭部断面状に拡散燃焼のパイロット
バーナと予混合バーナを設置し、パイロットバーナは着
火から低負荷時のみを作動させ、高負荷時は予混合バー
ナによる予混合燃焼を行う。

特に、予混合バーナの構造は、パイロットバーナを中央
部に隣接した外周半径方向に区分した流路部の噴口は多
重円環状旋回器で形成し、各流路部に対して燃料系を個
別に制御可能にして設置する。

更に、各流路部の空気導入口に空気調節レンゲを設置し
て、各流路部への空気量を調節すると同時に、バイパス
環状流路部を介して燃焼室後流側にバイパス空気を制御
できるように構成する。

従って、予混合バーナ近傍のパイロット炎での低負荷燃
焼、予混合燃焼時は燃焼用空気気とバイパス空気の同時
機能が燃焼器に、直接、影響を及ぼさないこと。噴口多
重型により逆火防止等、広い負荷帯において予混合燃焼
が改善される。

〔作用〕

予混合燃焼時のパイロット炎は、着火と低負荷予混合燃
焼の熱源であり、予混合バーナ近傍に高温火炎があるこ
とは保炎性能に非常に有利である。

一方、予混合燃焼では、燃料と空気を混合して燃焼室内
に噴出するため、噴口形状が比較的大きくなる。この噴
口部を区分して比較的狭い流路部で形成することにより
、予混合気が負荷によって増減する場合、内部流路に極
端な中空部（デッドスペース）の形成を防止する。特に
、内部流動の過程で中空部が形成されると変流が起り、
空気に対する燃料混入部では、空気速度勾配と燃料密度
の不一致から混合が不良となり、噴出口では燃料濃度と
噴出速度分布の異なりから逆火が発生する。

また、燃室比制御では、予混合バーナの安定燃焼を継続
するために、燃焼に必要な空気以外はバイパス空気とし
て放出する。従って、燃焼器内の圧力損失の増大防止、
及び、バーナ近傍に余分な空気が流動しないため、安定
燃焼が良好となる等、予混合燃焼の理想的な構造を確立
することができる。

〔実施例〕

第１図に本発明の燃焼器頭部縦断面を示す。外筒１．内
筒２．予混合バーナ３で構成するガスタービン燃焼器の
頭部で、予混合バーナ３の中央部に旋回器４を設置し、
その上流側軸心部に燃料流路５と旋回器４に連なる環状
空気流路６を頭部外周側より形成して、旋回器４内に燃
料噴射孔７を設けてパイロットバーナ８を形成する。予
混合バーナ３は、パイロットバーナ８の外周側断面方向
へ環状に区分する流路部９，１０．１１に旋回羽根１２
，１３．１４を固定し、各流路部の旋回羽根で形成され
た分割流路部の上流端から突出すように燃料ノズル１５
，１６．１７を多数設置する。

燃料ノズル１５，１６，１７はバーナ本体１８に固定そ
れ、燃料チャンバ１９，２０．２１と燃料導入管２２，
２３．２４を設けて、各燃料２５゜２６．２７を分割導
入調節ができるようにする。

一方、予混合空気２８は、環状流路部９，１０゜１１を
外周半径方向に延長して、円周状の開口形状をもつ空気
導入口２９，３０．３１を形成し、各空気導入口から後
部に連なる同一円周状に開口部３２をもつ空気バイパス
環状流路部３３を燃焼室内へ連通するように構成する。

また、空気導入口２９，３０．３１と空気バイパス開口
部３２の外周側に間隙を設けて空気調節リング３４を対
応させ、空気導入口２９，３０．３１が全開の時開口部
３２が全開となるように空気調節リング３４を移動調節
を可能にする。

従って、着火時はパイロット燃料３５とパイロットバー
ナ用空気３６で拡散燃焼を行う。また、燃焼負荷の上昇
に伴い、予混合バーナ３の燃料２５に対して空気導入口
２９からの第一段空気、燃料２６と空気導入口３０の第
二段空気、燃料２７と空気導入口３１から第三段空気等
の予混合空気２８を空気調節リング３４を介して導き入
れ、予混合気を作り燃焼負荷帯によって、バーナの中央
部より外周方向に燃焼を継続させる。この場合、予混合
空気量に対して空気バイパス空気量のバランスを空気調
節リング３４と相互開口面積を設定することによって圧
損の増大や各バーナへの空気供給量の変動を防止する。

第２図にガスタービン作動範囲における燃料制御運転法
の一実施例を示す。パイロット燃料Ｆｐの作動範囲は、
着火時からタービン負荷２５％で全燃料の５〜１５％と
し、無負荷以下の状態において、予混合バーナの第一段
燃料ＦＬ＝１０％をステップ状に導入と同時にＦｐ＝１
０％を減少して５％に一定にして、第一段燃料Ｆｚ：２
８％上昇させて無負荷条件にする。また、無負荷時は第
一段燃料Ｆｌをステップ状に８％減少させ、第二段燃料
Ｆ２＝８％投入してパイロット燃料ＦＰ　＝５％、第一
段燃料Ｆｌ：２０％一定でＦ２燃料増加により負荷を上
げる。更に、タービン負荷２５％では、第一段燃料Ｆｌ
　：２０％一定、第二段燃料Ｆｚ＝３５％から３０％に
減少し、第三段燃料Ｆ３＝１０％をステップ状に投入し
、パイロット燃料Ｆｐ　＝Ｏに調節してＦ８燃料、によ
り負荷の増大を図る。

定格時は、第一段燃料Ｆｌ　＝２０％、第二段燃料Ｆｚ
：３０％、第三段燃料Ｆａ＝５０％で予混合バーナを作
動させ、予混合燃焼を継続させる。

この場合、各段への予混合空気調整は、上記空気調節リ
ングにより行い、燃焼条件としての燃室比は０．５０以
下にすることによって、効果的な低ＮＯｘ燃焼を行うこ
とができる。

〔発明の効果〕

本発明によれば、予混合バーナの燃室比制御が容易とな
り、広範囲の燃焼負荷に対して信頼性の高い運転が可能
であるため、低ＮＯｘ化に有利な燃焼器を提供すること
ができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の一実施例のガスタービン燃焼器の断面
図、第２図は第１図の燃焼器における燃料制御運転の説
明図である。 Ｆｐ・・・パイロット燃料、Ｆｓ・・・第１段燃料、Ｆ
２・・・第２段燃料、Ｆｓ・・・第３段燃料、３・・・
予混合バーナ、８・・・パイロットバーナ、９〜１１・
・・環状流路部、１５〜１７・・・燃料ノズル、１９〜
２１・・・燃料チャンバ、２９〜３１・・・空気導入口
、３２・・・空気バイパス開口部、３３・・・空気バイ
パス環状流路部、３４・・・空気調節リング。 第 Ｚ 図 ７−ビ“ン負イ畔　（〃）

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、拡散燃焼のパイロットバーナと予混合バーナの組合
   せによるガスタービン燃焼器において、頭部燃焼室中央
   部に拡散パイロットバーナを設け、外周側に環状旋回器
   を重ね合せる噴口部で、予混合バーナを設置し、前記予
   混合バーナの作動時は、燃焼負荷帯に見合つた予混合気
   を分割された環状旋回噴口部を作動させることを特徴と
   するガスタービン燃焼器。 ２、特許請求の項第１項記載の燃焼器構造において、 前記頭部燃焼室中央部に燃料と空気を導き入れ、旋回器
   をもつパイロットバーナを設置し、その外周断面方向に
   環状で区分する流路部を重ね合せ、前記各流路部内に旋
   回羽根を設けて形成された分割中空部の上流端より、燃
   料ノズルを流路内に突出させ、燃料が各環状流路ごとに
   分割導入ができるように、燃料系路を形成させ、各環状
   流路部は、更に外周方向に分割中空部を延長して円周状
   の空気導入口を形成し、その空気導入口の後流側近傍に
   燃焼室内へ空気をバイパスさせる環状流路部をもち、円
   周状の開口部を持つ空気バイパス流入口の形状が、前記
   空気導入口と同一直径で、空気調節リングを対応させ、
   空気導入口が全開の時空気バイパス流入口が全閉となる
   ように、リング形状を移動可能にし、燃焼負荷帯に応じ
   て燃料、及び、空気を調節して燃焼を行うことを特徴と
   するガスタービン燃焼器。