JPH06137559A - Combustor for gas turbine - Google Patents
Combustor for gas turbineInfo
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- JPH06137559A JPH06137559A JP31100892A JP31100892A JPH06137559A JP H06137559 A JPH06137559 A JP H06137559A JP 31100892 A JP31100892 A JP 31100892A JP 31100892 A JP31100892 A JP 31100892A JP H06137559 A JPH06137559 A JP H06137559A
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Abstract
Description
【0001】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、ガス焚きのガスタービ
ン燃焼器の構造に関する。FIELD OF THE INVENTION The present invention relates to the structure of a gas fired gas turbine combustor.
【0002】[0002]
【従来の技術】低NOx化するために予混合燃焼方式を
採用した従来の燃焼器の例を図5,図6に示す。両図い
ずれの燃焼器も、中心部に拡散燃焼のパイロット燃焼器
を配置し、その外側に空気ト燃料ガスの予混合気を作る
メインノズルを環状に配置し、燃焼器筒内で予混合燃焼
を行う。まず、図5に示す燃焼器では、メイン予混合ノ
ズル3は燃焼器中心線に対して内向きの角度を持ち、燃
焼用空気の入口の内側の壁面に複数(16個以上)のメ
イン燃料ノズル4を配置している。また、図6に示すも
のでは、メイン予混合ノズル3,3′内に仕切り板17
を挿入することにより、通路を二重にし、さらに二重の
メイン予混合ノズルにそれぞれ燃料ノズル4を設けて、
空気と燃料ガスの混合を促進している。2. Description of the Related Art An example of a conventional combustor adopting a premixed combustion system to reduce NOx is shown in FIGS. In both combustors, a pilot combustor for diffusion combustion is placed in the center, and a main nozzle that creates a premixed air-fuel gas mixture is placed outside the pilot combustor. I do. First, in the combustor shown in FIG. 5, the main premixing nozzle 3 has an inward angle with respect to the center line of the combustor, and a plurality of (16 or more) main fuel nozzles are provided on the inner wall surface of the inlet of the combustion air. 4 are arranged. Further, in the structure shown in FIG. 6, the partition plate 17 is provided in the main premixing nozzles 3 and 3 '.
By inserting the fuel cells 4 into the dual main premixing nozzles.
It promotes the mixing of air and fuel gas.
【0003】[0003]
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、このよ
うな従来の構造においては、下記のような問題がある。 (1)メインノズル内での空気と燃料ガスとの混合が不
十分なため低NOx化に限度がある。すなわち、従来の
燃焼器では、環状の空気通路の内側の壁面に燃料ノズル
を設けている。そのため、予混合ノズル内で周方向の混
合を良くするために燃料ノズルの数を多くすると、燃料
ノズルの孔径が小さくなるため(燃料噴射差圧一定=ノ
ズルの総面積一定)燃料ジェットの貫通力が減少し、半
径方向の混合が悪くなる。 (2)拡散燃焼しているパイロット部でのNOx発生が
多い。すなわち、従来の燃焼器では、メイン予混合ノズ
ルにはスワーラーがないので、燃焼器内筒内での循環流
が小さいため保炎性を確保するために拡散のパイロット
ノズルからの燃料が比較的多くなっている。However, such a conventional structure has the following problems. (1) There is a limit to the reduction of NOx because the air and fuel gas in the main nozzle are not sufficiently mixed. That is, in the conventional combustor, the fuel nozzle is provided on the inner wall surface of the annular air passage. Therefore, if the number of fuel nozzles is increased in order to improve the mixing in the circumferential direction in the premix nozzle, the hole diameter of the fuel nozzle becomes smaller (fuel injection differential pressure is constant = total nozzle area is constant). Is reduced and the radial mixing is worse. (2) A large amount of NOx is generated in the pilot part where diffusion combustion is performed. That is, in the conventional combustor, since there is no swirler in the main premixing nozzle, the circulating flow in the inner cylinder of the combustor is small, so there is a relatively large amount of fuel from the diffusion pilot nozzle in order to secure flame holding property. Has become.
【0004】本発明はこのような事情に鑑みて提案され
たもので、メインノズル内での空気と燃料ガスとの半径
方向の混合を均一化するとともに、パイロット燃焼室で
の拡散燃焼する量を減らして低NOx化を向上するガス
タービン燃焼器を提供することを目的とする。The present invention has been proposed in view of such circumstances, and makes the radial mixing of the air and the fuel gas in the main nozzle uniform and the amount of diffuse combustion in the pilot combustion chamber. An object of the present invention is to provide a gas turbine combustor that reduces the NOx and improves the NOx reduction.
【0005】[0005]
【課題を解決するための手段】そのために本発明は、中
心部に設けられ拡散燃焼を行うパイロットノズル部と、
上記パイロットノズル部の外周を同軸的に囲繞し予混合
燃焼を行う環状パイロット予混合ノズルと、上記環状パ
イロット予混合ノズルの外周に沿って等間隔で配設され
それぞれ予混合燃焼を行う複数の円形のメインスワーラ
ー内蔵型メインノズルとを具えたことを特徴とする。To this end, the present invention provides a pilot nozzle portion provided in a central portion for performing diffusion combustion,
An annular pilot premixing nozzle that coaxially surrounds the outer periphery of the pilot nozzle portion and performs premixed combustion, and a plurality of circles that are arranged at equal intervals along the outer periphery of the annular pilot premixing nozzle and that perform premixed combustion, respectively. It has a main nozzle with a built-in main swirler.
【0006】[0006]
【作用】このような構成によれば、下記の作用が行われ
る。 (1)一般に予混合燃焼器の場合、空気と燃料の予混合
気が不均一であると、燃料濃度の濃い部分で火炎温度が
高くなり、NOxの発生量が多くなる。そこで、メイン
ノズルの形状を環状であったものを複数の円形のものに
するとともに、スワーラーを設けることで、より均一に
燃焼用空気と燃料ガスが混合することができる。 (2)拡散パイロットの周囲に環状に予混合パイロット
ノズルを設けたことにより、従来拡散燃焼していたパイ
ロット燃料の一部を予混合燃焼させるとともに、予混合
パイロットノズルの空気流には強い旋回を与えて、パイ
ロットノズル全体の下流に循環領域を形成させて燃焼器
全体の保炎性は損なわないようにすることができる。そ
の結果、拡散パイロットの燃料量を従来のものの20%
以下に下げることができ、大幅なNOx低減を図ること
ができる。According to this structure, the following actions are performed. (1) Generally, in the case of a premixed combustor, if the premixed air-fuel mixture is non-uniform, the flame temperature rises in the portion where the fuel concentration is high, and the amount of NOx generated increases. Therefore, by changing the shape of the main nozzle from an annular shape to a plurality of circular shapes and providing a swirler, the combustion air and the fuel gas can be mixed more uniformly. (2) By providing the premixing pilot nozzle in an annular shape around the diffusion pilot, a part of the pilot fuel that has been conventionally diffused and burned is premixed and burned, and a strong swirl is generated in the air flow of the premixed pilot nozzle. By providing a circulation region downstream of the entire pilot nozzle, the flame holding property of the entire combustor is not impaired. As a result, the fuel amount of diffusion pilot is 20% of the conventional one.
It is possible to reduce the amount to the following, and it is possible to significantly reduce NOx.
【0007】[0007]
【実施例】本発明の一実施例を図面について説明する
と、図1はその全体縦断面図、図2は図1のパイロット
ノズルを示す拡大図、図3は図1におけるパイロットノ
ズルとメインノズルとの燃料配分を図5,図6に示す従
来例1,従来例2と比較して示す図、図4は図1の燃焼
室内の層構造燃焼を示す説明図である。DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS An embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings. FIG. 1 is an overall longitudinal sectional view thereof, FIG. 2 is an enlarged view showing a pilot nozzle of FIG. 1, and FIG. 3 is a pilot nozzle and a main nozzle in FIG. 5 is a diagram showing the fuel distribution of FIG. 5 in comparison with Conventional Example 1 and Conventional Example 2 shown in FIG. 6, and FIG. 4 is an explanatory diagram showing layered combustion in the combustion chamber of FIG.
【0008】まず、図1と図2において、本発明燃焼器
は中心部のパイロットノズル9と、これを等間隔で囲繞
する複数の円形予混合メインノズル3と、燃焼器内筒5
とで構成される。パイロットノズル9の先端には拡散パ
イロット用の4個(図2)の小孔があり、パイロットス
ワ−ラ−7のすぐ下流に予混合パイロット用の小孔が設
けられている。メイン燃料ノズル4もメインスワーラー
8のすぐ下流に燃料を噴射する小孔が設けられている。
予混合パイロットノズル9とメイン燃料ノズル4のガス
噴射孔の数と径はそれぞれパイロットノズル9とメイン
燃料ノズル4の中での空気とできるだけ均一に混合する
ように選ぶことが重要である。本実施例では、拡散パイ
ロット,予混合パイロット,メインのガス噴射孔の個数
と径は、図3に示すように、それぞれの流量の比が、1
〜3%、4〜10%、87〜95%となるようにする必
要がある。ちなみに従来例1;従来例2では拡散パイロ
ット、予混合メインの流量比はそれぞれ30%、70
%;7〜15%、85%〜93%である。上述の実施例
では、燃焼器出口の平均ガス温度が1350℃でNOx
が25ppm@15%O2 を達成した。First, referring to FIGS. 1 and 2, the combustor of the present invention has a central pilot nozzle 9, a plurality of circular premixing main nozzles 3 surrounding the pilot nozzle 9 at equal intervals, and a combustor inner cylinder 5.
Composed of and. The pilot nozzle 9 has four small holes (FIG. 2) for the diffusion pilot at the tip thereof, and a small hole for the premix pilot is provided immediately downstream of the pilot swirler 7. The main fuel nozzle 4 also has a small hole for injecting fuel immediately downstream of the main swirler 8.
It is important to choose the number and diameter of the gas injection holes in the premix pilot nozzle 9 and the main fuel nozzle 4 so that they mix with the air in the pilot nozzle 9 and the main fuel nozzle 4 as uniformly as possible. In this embodiment, the number and diameter of the diffusion pilot, the premixing pilot, and the main gas injection holes are such that the ratio of the respective flow rates is 1 as shown in FIG.
It is necessary to make it 3%, 4-10%, 87-95%. By the way, in Conventional Example 1; Conventional Example 2, the flow rates of the diffusion pilot and the premix main are 30% and 70, respectively.
%; 7 to 15%, 85% to 93%. In the above embodiment, the average gas temperature at the combustor outlet is 1350 ° C. and NOx
Achieved 25 ppm @ 15% O 2 .
【0009】このような燃焼器構造においては、図4に
示すように、それぞれ同一軸直角平面上に配設されたパ
イロットノズル9による拡散燃焼部と、メインノズル3
によるメイン予混合燃焼部との間にパイロット予混合燃
焼部が生ずる3層構造で燃焼が行われる。このような3
層構造の燃焼により、中心部のパイロット拡散燃焼から
外側のメイン予混合燃焼へと順次燃料濃度を小さくして
パイロットからメインへの火炎伝播を容易にするととも
に低NOx化を実現することができる。In such a combustor structure, as shown in FIG. 4, the diffusion combustion section by the pilot nozzles 9 and the main nozzle 3 which are arranged on the same plane perpendicular to each other.
Combustion is performed in a three-layer structure in which a pilot premix combustion section is formed between the main premix combustion section and the main premix combustion section. Like this 3
By the stratified combustion, the fuel concentration is gradually reduced from the pilot diffusion combustion in the central part to the main premixed combustion on the outer side to facilitate flame propagation from the pilot to the main and to achieve low NOx.
【0010】[0010]
【発明の効果】その結果、本発明構造によれば、下記の
効果が奏せられる。 (1)メインノズルの形状を環状であったものを複数の
円形のものにするとともにスワーラーを設けることで、
より均一に燃焼用空気と燃料ガスが混合することができ
る。 (2)拡散パイロットの周囲に環状に予混合パイロット
ノズルを設けることにより、従来拡散燃焼していたパイ
ロット燃料の一部を予混合燃焼させるとともに、予混合
パイロットノズルの空気流には強い旋回を与えたことに
より、燃焼安定性を損なうことなくNOxを大幅に低減
することができる。As a result, according to the structure of the present invention, the following effects can be obtained. (1) By changing the shape of the main nozzle from an annular shape to a plurality of circular shapes and providing a swirler,
The combustion air and the fuel gas can be mixed more uniformly. (2) By providing a premixed pilot nozzle in an annular shape around the diffusion pilot, a part of the pilot fuel that has been conventionally diffused and burned is premixed and burned, and a strong swirl is given to the airflow of the premixed pilot nozzle. As a result, NOx can be significantly reduced without impairing combustion stability.
【0011】要するに本発明によれば、中心部に設けら
れ拡散燃焼を行うパイロットノズル部と、上記パイロッ
トノズル部の外周を同軸的に囲繞し予混合燃焼を行う環
状パイロット予混合ノズルと、上記環状パイロット予混
合ノズルの外周に沿って等間隔で配設されそれぞれ予混
合燃焼を行う複数の円形のメインスワーラー内蔵型メイ
ンノズルとを具えたことにより、メインノズル内での空
気と燃料ガスとの半径方向の混合を均一化するととも
に、パイロット燃焼室での拡散燃焼する量を減らして低
NOx化を向上するガスタービン燃焼器を得るから、本
発明は産業上極めて有益なものである。In short, according to the present invention, a pilot nozzle portion provided in the center portion for performing diffuse combustion, an annular pilot premixing nozzle for coaxially surrounding the outer periphery of the pilot nozzle portion for performing premixed combustion, and the above annular shape By equipping a plurality of circular main swirler built-in type main nozzles arranged at equal intervals along the outer circumference of the pilot premixing nozzle and performing premixed combustion, respectively, air and fuel gas in the main nozzle are INDUSTRIAL APPLICABILITY The present invention is extremely useful industrially because it provides a gas turbine combustor that homogenizes radial mixing and reduces diffusion combustion in the pilot combustion chamber to improve NOx reduction.
【図1】本発明の一実施例を示す燃焼器を示す縦断面図
である。FIG. 1 is a vertical sectional view showing a combustor showing an embodiment of the present invention.
【図2】図1のパイロットノズルを示す拡大図である。FIG. 2 is an enlarged view showing the pilot nozzle of FIG.
【図3】図1におけるパイロットノズルとメインノズル
との燃料配分を図5,図6に示す従来例1,従来例2と
比較して示す図である。FIG. 3 is a diagram showing fuel distribution between the pilot nozzles and the main nozzles in FIG. 1 in comparison with Conventional Example 1 and Conventional Example 2 shown in FIGS.
【図4】図1の燃焼室内の層構造燃焼を示す説明図であ
る。FIG. 4 is an explanatory diagram showing layered combustion in the combustion chamber of FIG. 1.
【図5】ガスタービンの燃焼器の従来例1を示す縦断面
図である。FIG. 5 is a vertical sectional view showing a first conventional example of a combustor of a gas turbine.
【図6】ガスタービンの燃焼器の従来例2を示す縦断面
図である。FIG. 6 is a vertical cross-sectional view showing a second conventional example of a gas turbine combustor.
1 パイロット燃焼器 2 パイロット燃料ノズル 3 メイン予混合ノズル 4 メイン燃料ノズル 5 燃焼器内筒 6 パイロット予混合ノズル 7 パイロットスワーラー 8 メインスワーラー 9 パイロットノズル 10 拡散パイロットノズル 11 予混合パイロットノズル 17 仕切板 1 pilot combustor 2 pilot fuel nozzle 3 main premixing nozzle 4 main fuel nozzle 5 combustor inner cylinder 6 pilot premixing nozzle 7 pilot swirler 8 main swirler 9 pilot nozzle 10 diffusion pilot nozzle 11 premixing pilot nozzle 17 partition plate
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 佐藤 亘男 兵庫県高砂市荒井町新浜二丁目1番1号 三菱重工業株式会社高砂研究所内 ─────────────────────────────────────────────────── ─── Continued Front Page (72) Inventor Watao Sato 2-1-1 Niihama, Arai-cho, Takasago, Hyogo Prefecture Mitsubishi Heavy Industries Ltd. Takasago Research Center
Claims (1)
ットノズル部と、上記パイロットノズル部の外周を同軸
的に囲繞し予混合燃焼を行う環状パイロット予混合ノズ
ルと、上記環状パイロット予混合ノズルの外周に沿って
等間隔で配設されそれぞれ予混合燃焼を行う複数の円形
のメインスワーラー内蔵型メインノズルとを具えたこと
を特徴とするガスタービン燃焼器。1. A pilot nozzle portion provided in a central portion for performing diffuse combustion, an annular pilot premix nozzle for coaxially surrounding the outer periphery of the pilot nozzle portion for premix combustion, and an annular pilot premix nozzle. A gas turbine combustor comprising: a plurality of circular main swirler built-in main nozzles, which are arranged at equal intervals along the outer periphery and each perform premixed combustion.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP31100892A JPH06137559A (en) | 1992-10-26 | 1992-10-26 | Combustor for gas turbine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP31100892A JPH06137559A (en) | 1992-10-26 | 1992-10-26 | Combustor for gas turbine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH06137559A true JPH06137559A (en) | 1994-05-17 |
Family
ID=18012016
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP31100892A Pending JPH06137559A (en) | 1992-10-26 | 1992-10-26 | Combustor for gas turbine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JPH06137559A (en) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5836164A (en) * | 1995-01-30 | 1998-11-17 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine combustor |
US7797942B2 (en) | 2004-11-17 | 2010-09-21 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine combustor having multiple independently operable burners and staging method thereof |
CN103123122A (en) * | 2012-12-31 | 2013-05-29 | 南京航空航天大学 | Lean oil pre-mixing and pre-evaporating low-pollution combustion chamber capable of ejecting main-stage fuel oil directly |
CN104266226A (en) * | 2014-07-25 | 2015-01-07 | 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 | Lean fuel porous injection combustion system |
-
1992
- 1992-10-26 JP JP31100892A patent/JPH06137559A/en active Pending
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
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CN103123122B (en) * | 2012-12-31 | 2015-08-12 | 南京航空航天大学 | The lean premixed preevaporated low contamination combustion chamber that a kind of main fuel oil directly sprays |
CN104266226A (en) * | 2014-07-25 | 2015-01-07 | 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 | Lean fuel porous injection combustion system |
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 19990407 |