ガスタービン燃焼器
【課題】予混合型としたパイロットバーナにおける圧縮空気と燃料の予混合距離を長くして十分な予混合化が図れて低ＮＯｘ化を実現できるガスタービン燃焼器を提供する。
【解決手段】圧縮機１からの圧縮空気Ａに燃料Ｆを混合して燃焼させてタービン３に供給する燃焼器であって、燃焼室１１を形成する燃焼筒１０の頭部に設けられたパイロットバーナ２０と、その外周に配置された予混合型のメインバーナ２１とを備える。パイロットバーナ２０は、上流端部に設けられて径方向外方から内方へ向かって圧縮空気Ａを流入させる流入通路４１と、流入通路４１に圧縮空気Ａの流れと直交する方向に燃料Ｆを噴射する複数の燃料供給孔４２と、流入通路４１からの圧縮空気Ａおよび燃料Ｆを混合させながら軸方向下流に導く予混合通路４３と、予混合通路４３からの予混合気Ｍ２を燃焼室１１に噴射する複数の予混合気噴射孔４４Ａ，４４Ｂとを備えている。
【解決手段】圧縮機１からの圧縮空気Ａに燃料Ｆを混合して燃焼させてタービン３に供給する燃焼器であって、燃焼室１１を形成する燃焼筒１０の頭部に設けられたパイロットバーナ２０と、その外周に配置された予混合型のメインバーナ２１とを備える。パイロットバーナ２０は、上流端部に設けられて径方向外方から内方へ向かって圧縮空気Ａを流入させる流入通路４１と、流入通路４１に圧縮空気Ａの流れと直交する方向に燃料Ｆを噴射する複数の燃料供給孔４２と、流入通路４１からの圧縮空気Ａおよび燃料Ｆを混合させながら軸方向下流に導く予混合通路４３と、予混合通路４３からの予混合気Ｍ２を燃焼室１１に噴射する複数の予混合気噴射孔４４Ａ，４４Ｂとを備えている。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、窒素酸化物（以下、ＮＯｘという）の排出量を抑制できるガスタービン燃焼器に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービン装置については、運転時にタービンから排出される排ガス組成に関して厳しい環境基準が設けられており、特に、排ガス中に含まれるＮＯｘの排出量の低減が望まれている。従来、このようなガスタービン装置における低ＮＯｘ化の手法として、燃焼室内に水や蒸気を噴射して燃焼火炎温度を低下させる方法が採用されていたが、この方法によると、水や蒸気の噴射設備が必要となることでコスト高となるうえ、装置の熱交換率が低下し、使用する水質が悪い場合にはタービンの腐食により装置の寿命を短くするなどの課題があった。これらの課題を克服するガスタービン装置として、近年、水や蒸気を用いることなく、低ＮＯｘ化を図るＤＬＥ(Dry Low Emission)燃焼器を用いたガスタービン装置がある。このようなＤＬＥ燃焼器において、これまで拡散燃焼型であったパイロットバーナを予混合型にすることで、タービンから排出されるＮＯｘ排出量の一層の低減を図ったものがある（特許文献１）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開２０１１−２１８７５号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
しかしながら、前記特許文献１に開示された予混合型パイロットバーナを用いた燃焼器の場合では、燃料と圧縮空気とが混合される予混合距離がきわめて短いため、均一で濃度のばらつきのない予混合気が得られない。したがって、理想的な希薄予混合燃焼が行えず、満足のいくＮＯｘ排出量の低減は期待できない。
【０００５】
本発明の目的は、圧縮空気と燃料の十分な予混合化が図れて低ＮＯｘ化を実現できるパイロットバーナを備えたガスタービン燃焼器を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
前記目的を達成するために、本発明に係るガスタービン燃焼器は、圧縮機からの圧縮空気に燃料を混合して燃焼させてタービンに供給するガスタービン燃焼器であって、燃焼室を形成する燃焼筒の頭部に設けられたパイロットバーナと、その外周に配置された予混合型のメインバーナとを備え、前記パイロットバーナは、上流端部に設けられて径方向外方から内方へ向かって前記圧縮空気を流入させる流入通路と、前記流入通路に圧縮空気の流れと直交する方向に燃料を噴射する複数の燃料供給孔と、前記流入通路からの圧縮空気および燃料を混合させながら軸方向下流に導く予混合通路と、前記予混合通路からの予混合気を前記燃焼室に噴射する複数の予混合気噴射孔とを備えている。
【０００７】
この構成によれば、流入通路において圧縮空気と複数の燃料供給孔からの燃料が圧縮空気に直交して供給される、燃料に対する圧縮空気のせん断力によって圧縮空気と燃料との混合が促進される。また、予混合気は、流入通路から予混合通路に導かれる際に９０°偏向するので、流れに大きな乱れが生じて、予混合が促進される。さらに、予混合気は、予混合通路を軸方向下流に導かれるので、この予混合通路内において予混合がさらに促進される。その結果、燃料の濃度むらの少ない均一な予混合気が得られる。この予混合気が複数の予混合気噴射孔から燃焼室に噴射されるので、燃焼室内での予混合気の偏在が抑制される。また、パイロットバーナの外周に配置された予混合型のメインバーナからも予混合気が燃焼室に噴射されるので、低負荷領域から高負荷領域まで、燃焼室内で、濃度の濃い混合気ではなく、燃料の濃度むらの少ない均一な予混合気が燃焼される。これにより、ＮＯｘの排出量を低減できる。
【０００８】
本発明において、さらに、パイロットバーナの中心部に、パイロット用燃料の一部を前記燃焼室に噴射する燃料噴射孔を備えていることが好ましい。この構成によれば、パイロットバーナの中心部に設けた燃料噴射孔から、パイロット用燃料の一部が前記燃焼室に噴射されるので、着火性が向上して安定した保炎性を確保できる。
【０００９】
本発明において、前記予混合通路は、下流に向かって通路面積が小さくなる増速部を有することが好ましい。この構成によれば、増速部を通ることで予混合気の流速が増すので、燃焼室側から予混合通路への逆火を防止できる。
【００１０】
本発明において、前記予混合通路における前記増速部の上流側に、予混合気を径方向外側寄りに偏向させることで予混合を促進させる混合促進部材が設けられるのが好ましい。この構成によれば、予混合通路内に導かれた圧縮空気と燃料の予混合気が前記混合促進部材により、径方向外側寄りに偏向させられるので、その偏向により予混合が促進される。また、混合促進部材が予混合通路における増速部の上流側である通路面積の大きい部分に設けられているので、流速が大きくない分だけ、混合促進部材による流路抵抗の増大が抑制される。
【００１１】
本発明において、さらに、前記燃料噴射孔の下流側近傍に前記予混合通路内の予混合気の一部を供給するカーボン除去用噴射孔を有するのが好ましい。この構成によれば、前記燃料噴射孔から燃焼室に噴射された燃料の濃度を、前記カーボン除去用噴射孔からの予混合気により薄くして、燃料の過濃により煤（カーボン）が発生するのを防止している。これにより、前記燃料噴射孔はカーボン付着による目詰まりを起こすことなく、安定して燃焼室に燃料を噴射できる。
【００１２】
本発明において、前記流入通路は環状の流入口と、この流入口の径方向内方に配置されて、前記圧縮空気を流入通路の中心へ向けて案内する複数のガイド片を有することが好ましい。この構成によれば、圧縮空気は、環状の流入口から中心側へ向けて導入されるので、流入通路の中心部で流入口からの圧縮空気が衝突して乱れが大きくなる結果、燃料との撹拌が促進される。
【００１３】
本発明において、隣接する前記ガイド片の間に前記燃料供給孔が配置されていることが好ましい。この構成によれば、複数の燃料供給孔がガイド片間に配置されているから、燃料が多点噴射となり、しかもガイド片によって周方向に区画された燃料が流入通路に供給されるので、燃料の濃度むらの一層少ない均一な予混合気が得られる。
【発明の効果】
【００１４】
本発明によれば、流入通路において圧縮空気と複数の燃料供給孔からの燃料が圧縮空気に直交して供給されるので、燃料に対する圧縮空気のせん断力によって圧縮空気と燃料との混合が促進される。また、予混合気は、流入通路から予混合通路に導かれる際に９０°偏向するので、流れに大きな乱れが生じて、予混合が促進される。さらに、予混合気は、予混合通路を軸方向下流に導かれるので、この予混合通路内において予混合がさらに促進される。その結果、燃料の濃度むらの少ない均一な予混合気が得られる。この予混合気が複数の予混合気噴射孔から燃焼室に噴射されるので、燃焼室内での予混合気の偏在が抑制される。また、パイロットバーナの外周に配置された予混合型のメインバーナからも予混合気が燃焼室に噴射されるから、燃焼室内において負荷領域から高負荷領域まで、燃料の濃度むらの少ない均一な予混合気の燃焼が実現するので、ＮＯｘの排出量を低減できる。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】本発明の好ましい実施形態にかかるガスタービン燃焼器が適用されるガスタービン発電装置の概略構成図である。
【図２】同実施形態にかかるガスタービン燃焼器の縦断面図である。
【図３】同実施形態にかかるガスタービン燃焼器で使用するパイロットバーナを示し、（Ａ）はその拡大縦断面図、（Ｂ）は（Ａ）のIIIＢ− IIIＢ線断面図、（Ｃ）は（Ａ）のIIIＣ− IIIＣ線断面図、（Ｄ）は（Ａ）のIIIＤ− IIIＤ線断面図である。
【図４】図３の矢印IV方向から見た拡大図である。
【図５】比較例として示す従来の拡散型パイロットバーナを示す縦断面図である。
【図６】ガスタービン燃焼器における負荷率とＮＯｘの排出量の関係を示す特性図である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
以下、本発明の好ましい実施形態について図面を参照しながら詳述する。図１は本発明の好ましい実施形態にかかるガスタービン燃焼器が使用されるガスタービン発電装置の概略構成を示す。同図において、ガスタービン発電装置ＧＴは、圧縮機１と、燃焼器２と、タービン３とを主な構成要素とし、燃焼器２は、燃料供給装置５と燃料制御装置６とを備えている。圧縮機１から供給される圧縮空気Ａと、燃料制御装置６を介して燃料供給装置５から供給される燃料Ｆとを燃焼器２で燃焼させ、これにより発生する高温高圧の燃焼ガスＧをタービン３に供給して、このタービン３を駆動する。圧縮機１は回転軸７を介してタービン３により駆動され、このタービン３はまた、減速機８を介して発電機９を駆動する。
【００１７】
図２の縦断面図に示すように、前記燃焼器２は、これに導入される圧縮空気Ａと燃焼ガスＧとが互いに燃焼器２内の逆方向に流れる逆流缶型であり、回転軸７と同心の円周上に配設された複数の円筒状のハウジングＨを有し、各ハウジングＨ内に、ほぼ円筒状の燃焼筒１０が収納されており、その内部に燃焼室１１が形成されている。前記ハウジングＨの先端側となる頭部（図２の左端部）にはエンドカバー１２がボルト１２ａにより固定されている。
【００１８】
ハウジングＨの頭部側には、ハウジングＨ内に位置する支持筒１３の基端部が連結され、この支持筒１３の先端部（図２の右端部）に燃焼筒１０の頭部１０ａが固定されて、燃焼筒１０が支持筒１３を介してハウジングＨに支持されている。燃焼筒１０の周壁１０ｂとこれを覆うハウジングＨとの間には、圧縮機１（図１）からの圧縮空気Ａを燃焼筒１０の頭部１０ａ、つまり、上流側へ導く環状の空気通路１５が形成されている。支持筒１３の内側には空気導入室１６が形成されており、支持筒１３に、圧縮空気Ａを空気導入室１６内に導く複数の空気導入孔１８が設けられている。
【００１９】
燃焼筒１０の頭部１０ａの中央部には、燃料Ｆの一部を燃焼室１１内に直接噴出するとともに、燃料Ｆと圧縮空気Ａを混合して生成した予混合気Ｍ１を燃焼室１１内に噴出する単一の予混合型のパイロットバーナ２０が設けられている。このパイロットバーナ２０の基端はエンドカバー１２に設けたパイロット燃料導入口２８に接続されている。パイロットバーナ２０の外周を囲むようにして、燃料Ｆと圧縮空気Ａを混合して生成した予混合気Ｍ２を、予混合通路２９から燃焼室１１内に噴出する単一の予混合型のメインバーナ２１が設けられている。
【００２０】
メインバーナ２１は、メイン内周壁２１ａとメイン外周壁２１ｂとの間に、縦断面Ｌ字状の予混合通路２９が形成されている。この予混合通路２９の上流端が径方向外向きに開口しており、その開口した環状の空気取入口２９ａの径方向外側に複数のメイン燃料ノズル２３がメインバーナ２１の周方向に等間隔で配置されている。メイン燃料ノズル２３における空気取入口２９ａに対向する部分に、複数のメイン燃料噴射孔２３ａが形成されている。メイン燃料ノズル２３の基端はエンドカバー１２に設けたメイン燃料導入口２５に接続されている。空気取入口２９ａにはスワーラ２６が配置されており、メイン燃料導入口２５から供給された燃料Ｆは、空気取入口２９ａから流入する圧縮空気Ａとともに、スワーラ２６によって旋回が付与され、環状の予混合通路２９内で予混合されたのち、環状の予混合噴出口２９ｂから予混合気Ｍ２として燃焼室１１内に噴出される。
【００２１】
前記パイロット燃料導入口２８およびメイン燃料導入口２５には、図１の燃料供給装置５から燃料制御装置６を介して燃料Ｆが供給される。
【００２２】
燃焼筒１０の周壁１０ｂの上流部には、点火プラグ３０が、その先端を燃焼室１１内に臨ませて配置されている。点火プラグ３０は、ハウジングＨを貫通してハウジングＨに固定されており、起動時には、予混合型パイロットバーナ２０から燃焼室１１内に予混合気Ｍ１を噴射して点火プラグ３０により点火する。低負荷時には予混合型パイロットバーナ２０のみが作動する。つづいて、低負荷時よりも負荷が大きい通常運転時には、メインバーナ２１から燃焼室１１内に噴射された予混合気Ｍ２と予混合型パイロットバーナ２０からの予混合気Ｍ１とを燃焼して、燃焼筒１０の上流部において、メインバーナ２１の下流側に第１の燃焼領域Ｓ１を形成させる。
【００２３】
燃焼筒１０における第１の燃焼領域Ｓ１よりも下流側には、複数、たとえば４つの空気孔３１が周方向に等間隔に設けられている。前記ハウジングＨにおける各空気孔３１に対向する部分には、予混合型の追焚きバーナ４０が取り付けられて、その先端部を、空気孔３１を通して燃焼室１１内に臨ませている。こうして、追焚きバーナ４０は、メインバーナ２１よりも燃焼筒１０の下流側で燃焼筒１０の周壁１０ｂを貫通して配置され、追焚きバーナ用の予混合気Ｍ３を燃焼筒１０内に噴射して、燃焼室１１内で第１の燃焼領域Ｓ１の下流側に第２の燃焼領域Ｓ２を形成させる。
【００２４】
図３は、パイロットバーナ２０の詳細を示す。図３（Ａ）に示すように、このパイロットバーナ２０は、燃焼筒１０の軸心Ｃ（図２）と同心となる真直なバーナ軸心Ｃ１を有し、上流端部（図３（Ａ）左側）に設けられて径方向外方から内方へ向かって圧縮空気Ａを流入させる流入通路４１と、前記流入通路４１からの圧縮空気Ａおよび燃料Ｆを混合させながら軸方向下流（図３（Ａ）右側）に導く予混合通路４３と、この予混合通路４３からの予混合気Ｍ１を燃焼室１１（図２）に向けて噴射する複数の混合気噴射孔４４Ａ，４４Ｂとを備えている。流入通路４１の外周には環状の流入口４１ａが形成されており、この流入口４１ａの径方向内側に、流入通路４１の圧縮空気Ａの流れと直交する方向に燃料Ｆを噴射する複数の燃料供給孔４２が設けられている。前記予混合通路４３は、下流に向かって通路面積が小さくなる増速部４５を有している。予混合気Ｍ１は、この増速部４５を通って流速が増したのち、混合気噴射孔４４Ａ，４４Ｂから噴射される。
【００２５】
また、予混合通路４３における前記増速部４５の上流側に、予混合気Ｍ１を径方向外側寄りに偏向させることで予混合を促進させる混合促進部材４６が設けられている。さらに、パイロットバーナ２０の中心部には、軸心Ｃ１に沿って延びる保炎燃料通路４８が設けられ、その下流側先端に燃料噴射孔４９が連通しており、この燃料噴射孔４９からパイロット用燃料Ｆの一部が燃焼室（図２）に噴射されるようになっている。保炎燃料通路４３は、中央パイプＰ１の中空部によって形成されている。予混合通路４３は、外壁を形成する、くびれ部（増速部）４５を持ち、先端（下流端）が閉止された円筒体２０ａと、中心部の保炎燃料通路４８を形成する燃料パイプＰ１との間に形成された環状の通路である。燃料噴射孔４９は、パイロットノズル２０の先端壁２０ｂの中心部に形成されており、保炎燃料通路４８よりも小径の円孔である。この実施形態では、円筒体２０ａと先端壁２０ｂは一体形成されている。
【００２６】
図３（Ｂ）に示すように、流入口４１ａには、圧縮空気Ａを環状の流入口４１ａから中心側へ向けて案内する複数（例えば１２枚）のガイド片５０が、周方向に等間隔で設けられている。ガイド片５０は円盤状のノズルプレート５４と円筒体２０ａの上流端部との間に配置され、両者５４，２０ａに例えば溶接により固定されている。
【００２７】
ノズルプレート５４の外周部近傍には、燃料溜め空間５５に連通し、燃焼筒１０の径方向内方に向かって開孔した複数の燃料供給孔４２が、ノズルプレート５４と同心状の配置で設けられている。このノズルプレート５４とエンドプレート１２との間に、燃料溜め空間５５に燃料Ｆを導入するための燃料導入路１２ａが形成されている。燃料Ｆは燃料導入口２８および燃料導入路１２ａを通って燃料溜め空間５５に入り、一部の燃料Ｆは保炎燃料通路４８に導かれ、その他の燃料Ｆは燃料供給孔４２から流入通路４１に供給される。また、このノズルプレート５４の中央部には先端が逆円錐状となった中央突起５４ａが形成されており、この中央突起５４ａは、少なくともガイド片５０の高さ（軸心方向長さ）を若干上回る長さを有している。
【００２８】
流入通路４１では、流入口４１ａを通って、隣接するガイド片５０，５０の間に径方向外方から内方へ向かって圧縮空気Ａが流入する。前記隣接するガイド片５０，５０の間に、圧縮空気Ａの流れと直交する方向に燃料Ｆを噴射する複数の燃料供給孔４２が２個ずつ、計２４個設けられている。このように、複数の燃料供給孔４２がガイド片５０，５０間に配置されているから、燃料Ｆが多点噴射となり、しかもガイド片５０によって周方向に区画された燃料Ｆが流入通路４１に供給されるので、燃料Ｆの濃度むらの少ない均一な予混合気が得られる。
【００２９】
ここで、圧縮空気Ａは、複数のガイド片５０によって流入口４１ａの中心側へ向けて導入されるので、流入通路４１の中心部で流入口４１ａからの圧縮空気Ａが衝突して乱れが大きくなる結果、燃料Ｆとの撹拌が促進される。こうして得られた予混合気Ｍ１が中央突起５４ａに衝突することで、円滑に９０°偏向されて予混合通路４３に導入される。
【００３０】
図３（Ｃ）に示すように、混合促進部材４６は、中央部に保炎燃料通路４８の中央パイプＰ１を挿通させる挿通孔４６ａが形成され、外周部に円周方向に等間隔に配置された複数の突片４６ｂ（図例では４つ）が形成されたもので、たとえば、金属板を打ち抜いて作成できる。この混合促進部材４６は、前記挿通孔４６ａの部分で中央パイプＰ１に固定されることで、予混合通路４３における増速部４５よりも上流側に設置され、各突片４６ｂの間の空間４６ｃが予混合気Ｍ２の通路となる。
【００３１】
図３（Ｄ）に示すように、第１の予混合気噴射孔４４Ａが円筒体の周壁に周方向に等間隔で複数個（たとえば１２個）設けられている。この予混合気噴射孔４４Ａは、図３（Ａ）に示すように、径方向斜め外方に向かうように設定されている。これにより、予混合気噴射孔４４Ａから噴射される予混合気Ｍ１の一部が前記点火プラグ３０（図２）に向かう。
【００３２】
図４はパイロットバーナ２０を下流側から見たものである。同図に示すように、先端部におけるパイロットバーナ２０の軸心Ｃ１に合致する中心部に前記燃料噴射孔４９が設けられ、その周囲に複数の第２の予混合気噴射孔４４Ｂ（図例では８個）が設けられている。燃料噴射孔４９の外周側で第２の予混合気噴射孔４４Ｂの内周側には、予混合気を供給する複数のカーボン除去用噴射孔５３（図例では３個）が形成されている。このカーボン除去用噴射孔５３は、図３（Ａ）に示すように、予混合通路４３内の予混合気Ｍ１の一部が、燃料噴射孔４９の先端に噴射されるように斜め内側に向かって形成されている。各カーボン除去用噴射孔５３は、燃料噴射孔４９と同程度の極めて小径のものとしている。
【００３３】
図３（Ａ）において、パイロットバーナ２０の円筒体２０ａの下流端部近傍は、横断面Ｌ字形の環状のカラー５７を介してメイン内周壁２１ａに、熱変形を許容された状態で支持されている。
【００３４】
追焚きバーナ４０は、その上流の燃料噴射部分がパイロットバーナ２０と実質的に同一構造のものが採用されているので、その詳しい構造や作用についての説明は省略する。
【００３５】
つぎに、この実施形態にかかるガスタービン燃焼器のパイロットバーナ２０の作動について説明する。ガスタービンＧＴの全負荷領域において、図１に示す燃料制御装置６を介して燃料供給装置５から供給される燃料Ｆは、図３（Ａ）の燃料導入口２８からパイロットバーナ２０に導かれる。この燃料Ｆの一部は燃料導入通路４８に導かれて燃料噴射孔４９から燃焼室１１（図２）に噴射され、保炎用に供される。燃料噴射孔４９から濃い燃料Ｆが噴射されて拡散燃焼することで、保炎性および着火性が向上する。燃料噴射孔４９からの燃料Ｆの噴射量はきわめて微量であり、パイロットバーナ２０による予混合燃焼に影響を与えない。
【００３６】
燃料Ｆの大部分は、燃料供給孔４２から流入通路４１内に導かれ、同時に、圧縮機１（図１）からの圧縮空気Ａが流入通路４１に、径方向外方からガイド片５０,５０の間を通って径方向内方に向かって導入される。このとき、圧縮空気Ａと燃料Ｆとは直交状態で混合されるので、燃料Ｆに対する圧縮空気Ａによるせん断力によって圧縮空気Ａと燃料Ｆとの混合が促進されながら予混合通路４３を軸方向下流に導かれる。前述のとおり、圧縮空気Ａと燃料Ｆは流入通路４１内を径方向内方へ向かって流れることで、中心部で衝突して乱れが大きくなり、混合が促進される。また、混合気Ｍ１は、流入通路４１から予混合通路４３に導かれる際に９０°偏向するので、流れに大きな乱れが生じて、予混合が促進される。さらに、予混合気Ｍ１は、長い予混合通路４３を軸方向下流に導かれるので、この予混合通路４３内において予混合が促進される。この予混合気Ｍ１が複数の予混合気噴射孔４４Ａ，４４Ｂから燃焼室１１に噴射されるので、燃焼室１１内での予混合気の偏在が抑制される。
【００３７】
予混合通路４３を軸方向下流に導かれる予混合気Ｍ２は、混合促進部材４６により径方向外側寄りに偏向させられるので、乱れが大きくなって、予混合がより促進される。また、混合促進部材４６が予混合通路４３における増速部４５の上流側である通路面積の大きい部分に設けられているので、流速が大きくない分だけ、混合促進部材４６による流路抵抗の増大が抑制される。
【００３８】
つづいて、混合促進部材４６を経た予混合気Ｍ２は、下流に向かって通路面積が小さくなる増速部４５を通過することで、予混合気Ｍ２の流速が増すので、燃焼室１１（図２）側から予混合通路４３への逆火が防止できる。このように逆火が防止されることにより、パイロットバーナ２０の損傷を回避できる。
【００３９】
増速部４５を経た予混合気Ｍ１の一部は、第１の予混合気噴射孔４４Ａから径方向斜め外方に向かって噴射される。予混合気Ｍ１の他の一部は第２の予混合気噴射孔４４Ｂから燃焼室１１（図２）に、ほぼ軸心Ｃ１方向へ向かって噴射される。さらに、予混合気Ｍ１の残部はカーボン除去用噴射孔５３から燃料噴射孔４９の先端に向かって斜め方向に噴射され、燃料噴射孔４９の出口付近の燃料濃度を低下させている。これにより、燃料の過濃によって発生する煤に起因する燃料噴射孔４９の目詰まりを防止する。
【００４０】
このように、本発明の実施形態にかかるパイロットバーナ２０によれば、圧縮空気Ａと燃料Ｆとが十分に混合され、濃度が均一なパイロット予混合気Ｍ１が得られる。始動時および低負荷時を除く通常運転時には、図２に示すメインバーナ２１からもメイン予混合気Ｍ２が燃焼室１１に供給される。この場合の予混合気Ｍ１および予混合気Ｍ２が形成する第１の燃焼領域をＳ１として示す。加えて、追焚きバーナ４０も予混合型であり、この追焚きバーナ４０からも追焚き予混合気Ｍ３が燃焼室１１内に供給されて燃焼される。この場合の第２の燃焼領域をＳ２として示す。追焚きバーナ４０も予混合型であることで、第２の燃焼領域Ｓ２でのＮＯｘの発生も抑制され、その排出量を低減できる。このように、パイロットバーナ２０、メインバーナ２１および追焚きバーナ４０のすべてが予混合型であるので、燃焼時、高温となって多量のＮＯｘを発生させる拡散燃焼型に比べ、大幅にＮＯｘ量の低減を図ることができる。
【００４１】
これに対して、図５に示す従来のパイロットバーナ７０は、拡散燃焼型である。燃料導入口２８から導入された燃料Ｆは導入通路７２内に導かれ、先端の燃料噴射孔７４から噴射されて、パイロットバーナ２０の下流側外方で、圧縮空気Ａと混合される。したがって、パイロットバーナ７０の下流側では、圧縮空気Ａと燃料Ｆの混合が不十分で濃度にばらつきのある混合気しか得られない。このため、燃焼温度が高くなり、ＮＯｘが生成されやすくなる。
【００４２】
つぎに、本発明の実施形態にかかる燃焼器と、図５の従来例の燃焼器とをエンジンに搭載して行ったエンジン試験の結果を、図６を参照して説明する。同図の横軸は定格を１００％とする負荷率であり、縦軸は燃焼筒出口でのＮＯｘ濃度（燃焼用空気の酸素濃度１５％）である。同図に示す比較例（ａ）および（ｂ）は従来のＤＬＥ燃焼器であって、パイロットバーナが図５に示した拡散型であり、メインバーナおよび追焚きバーナが予混合型である。比較例（ａ）では追焚きバーナを作動させておらず、比較例（ｂ）における黒三角印▲では追焚きバーナを作動させている。本発明の第１例および第２例は、パイロットバーナ、メインバーナおよび追焚きバーナのすべてが予混合型であり、第１例では追焚きバーナを作動させておらず、第２例における黒丸印●では追焚きバーナを作動させている。
【００４３】
同図から明らかなように、比較例（ａ）では負荷率の上昇に伴ってＮＯｘ濃度が大きく増加している。比較例（ｂ）では比較例（ａ）に比べると、予混合型の追焚きバーナを作動させた分だけ、負荷率の高い領域でＮＯｘ濃度が大きく低下している。本発明の第１例では、パイロットバーナを予混合型としたことにより、下向きの矢印Ｙ１で示すように、比較例（ａ）よりもＮＯｘ濃度が低下している。また、本発明の第２例では、予混合型の追焚きバーナの作動により、負荷率が高い領域でも、矢印Ｙ２で示すように，比較例（ｂ）よりもさらにＮＯｘ排出量を低減できており、今後、一層厳しくなりうるＮＯｘ排出規制にも十分耐えうるものと期待できる。
【００４４】
以上のとおり、図面を参照しながら好適な実施形態を説明したが、当業者であれば、本件明細書を見て、自明な範囲内で種々の変更および修正を容易に想定するであろう。したがって、そのような変更および修正は、添付の特許請求の範囲から定まるこの発明の範囲内のものと解釈される。
【符号の説明】
【００４５】
１…圧縮機
２…燃焼器
３…タービン
１０…燃焼筒
１１…燃焼室
１５…空気通路
２０…パイロットバーナ
２１…メインバーナ
４０…追焚きバーナ
４１…流入通路
４１ａ…流入口
４２…燃料供給孔
４３…予混合通路
４４Ａ，４４Ｂ…予混合気噴射孔
４５…増速部
４６…混合促進部材
４８…保炎燃料通路
４９…燃料噴射孔
５０…ガイド片
５３…カーボン除去用噴射孔
５４ａ…中央突起
Ａ…圧縮空気
Ｆ…燃料
Ｈ…ハウジング
【技術分野】
【０００１】
本発明は、窒素酸化物（以下、ＮＯｘという）の排出量を抑制できるガスタービン燃焼器に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービン装置については、運転時にタービンから排出される排ガス組成に関して厳しい環境基準が設けられており、特に、排ガス中に含まれるＮＯｘの排出量の低減が望まれている。従来、このようなガスタービン装置における低ＮＯｘ化の手法として、燃焼室内に水や蒸気を噴射して燃焼火炎温度を低下させる方法が採用されていたが、この方法によると、水や蒸気の噴射設備が必要となることでコスト高となるうえ、装置の熱交換率が低下し、使用する水質が悪い場合にはタービンの腐食により装置の寿命を短くするなどの課題があった。これらの課題を克服するガスタービン装置として、近年、水や蒸気を用いることなく、低ＮＯｘ化を図るＤＬＥ(Dry Low Emission)燃焼器を用いたガスタービン装置がある。このようなＤＬＥ燃焼器において、これまで拡散燃焼型であったパイロットバーナを予混合型にすることで、タービンから排出されるＮＯｘ排出量の一層の低減を図ったものがある（特許文献１）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開２０１１−２１８７５号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
しかしながら、前記特許文献１に開示された予混合型パイロットバーナを用いた燃焼器の場合では、燃料と圧縮空気とが混合される予混合距離がきわめて短いため、均一で濃度のばらつきのない予混合気が得られない。したがって、理想的な希薄予混合燃焼が行えず、満足のいくＮＯｘ排出量の低減は期待できない。
【０００５】
本発明の目的は、圧縮空気と燃料の十分な予混合化が図れて低ＮＯｘ化を実現できるパイロットバーナを備えたガスタービン燃焼器を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
前記目的を達成するために、本発明に係るガスタービン燃焼器は、圧縮機からの圧縮空気に燃料を混合して燃焼させてタービンに供給するガスタービン燃焼器であって、燃焼室を形成する燃焼筒の頭部に設けられたパイロットバーナと、その外周に配置された予混合型のメインバーナとを備え、前記パイロットバーナは、上流端部に設けられて径方向外方から内方へ向かって前記圧縮空気を流入させる流入通路と、前記流入通路に圧縮空気の流れと直交する方向に燃料を噴射する複数の燃料供給孔と、前記流入通路からの圧縮空気および燃料を混合させながら軸方向下流に導く予混合通路と、前記予混合通路からの予混合気を前記燃焼室に噴射する複数の予混合気噴射孔とを備えている。
【０００７】
この構成によれば、流入通路において圧縮空気と複数の燃料供給孔からの燃料が圧縮空気に直交して供給される、燃料に対する圧縮空気のせん断力によって圧縮空気と燃料との混合が促進される。また、予混合気は、流入通路から予混合通路に導かれる際に９０°偏向するので、流れに大きな乱れが生じて、予混合が促進される。さらに、予混合気は、予混合通路を軸方向下流に導かれるので、この予混合通路内において予混合がさらに促進される。その結果、燃料の濃度むらの少ない均一な予混合気が得られる。この予混合気が複数の予混合気噴射孔から燃焼室に噴射されるので、燃焼室内での予混合気の偏在が抑制される。また、パイロットバーナの外周に配置された予混合型のメインバーナからも予混合気が燃焼室に噴射されるので、低負荷領域から高負荷領域まで、燃焼室内で、濃度の濃い混合気ではなく、燃料の濃度むらの少ない均一な予混合気が燃焼される。これにより、ＮＯｘの排出量を低減できる。
【０００８】
本発明において、さらに、パイロットバーナの中心部に、パイロット用燃料の一部を前記燃焼室に噴射する燃料噴射孔を備えていることが好ましい。この構成によれば、パイロットバーナの中心部に設けた燃料噴射孔から、パイロット用燃料の一部が前記燃焼室に噴射されるので、着火性が向上して安定した保炎性を確保できる。
【０００９】
本発明において、前記予混合通路は、下流に向かって通路面積が小さくなる増速部を有することが好ましい。この構成によれば、増速部を通ることで予混合気の流速が増すので、燃焼室側から予混合通路への逆火を防止できる。
【００１０】
本発明において、前記予混合通路における前記増速部の上流側に、予混合気を径方向外側寄りに偏向させることで予混合を促進させる混合促進部材が設けられるのが好ましい。この構成によれば、予混合通路内に導かれた圧縮空気と燃料の予混合気が前記混合促進部材により、径方向外側寄りに偏向させられるので、その偏向により予混合が促進される。また、混合促進部材が予混合通路における増速部の上流側である通路面積の大きい部分に設けられているので、流速が大きくない分だけ、混合促進部材による流路抵抗の増大が抑制される。
【００１１】
本発明において、さらに、前記燃料噴射孔の下流側近傍に前記予混合通路内の予混合気の一部を供給するカーボン除去用噴射孔を有するのが好ましい。この構成によれば、前記燃料噴射孔から燃焼室に噴射された燃料の濃度を、前記カーボン除去用噴射孔からの予混合気により薄くして、燃料の過濃により煤（カーボン）が発生するのを防止している。これにより、前記燃料噴射孔はカーボン付着による目詰まりを起こすことなく、安定して燃焼室に燃料を噴射できる。
【００１２】
本発明において、前記流入通路は環状の流入口と、この流入口の径方向内方に配置されて、前記圧縮空気を流入通路の中心へ向けて案内する複数のガイド片を有することが好ましい。この構成によれば、圧縮空気は、環状の流入口から中心側へ向けて導入されるので、流入通路の中心部で流入口からの圧縮空気が衝突して乱れが大きくなる結果、燃料との撹拌が促進される。
【００１３】
本発明において、隣接する前記ガイド片の間に前記燃料供給孔が配置されていることが好ましい。この構成によれば、複数の燃料供給孔がガイド片間に配置されているから、燃料が多点噴射となり、しかもガイド片によって周方向に区画された燃料が流入通路に供給されるので、燃料の濃度むらの一層少ない均一な予混合気が得られる。
【発明の効果】
【００１４】
本発明によれば、流入通路において圧縮空気と複数の燃料供給孔からの燃料が圧縮空気に直交して供給されるので、燃料に対する圧縮空気のせん断力によって圧縮空気と燃料との混合が促進される。また、予混合気は、流入通路から予混合通路に導かれる際に９０°偏向するので、流れに大きな乱れが生じて、予混合が促進される。さらに、予混合気は、予混合通路を軸方向下流に導かれるので、この予混合通路内において予混合がさらに促進される。その結果、燃料の濃度むらの少ない均一な予混合気が得られる。この予混合気が複数の予混合気噴射孔から燃焼室に噴射されるので、燃焼室内での予混合気の偏在が抑制される。また、パイロットバーナの外周に配置された予混合型のメインバーナからも予混合気が燃焼室に噴射されるから、燃焼室内において負荷領域から高負荷領域まで、燃料の濃度むらの少ない均一な予混合気の燃焼が実現するので、ＮＯｘの排出量を低減できる。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】本発明の好ましい実施形態にかかるガスタービン燃焼器が適用されるガスタービン発電装置の概略構成図である。
【図２】同実施形態にかかるガスタービン燃焼器の縦断面図である。
【図３】同実施形態にかかるガスタービン燃焼器で使用するパイロットバーナを示し、（Ａ）はその拡大縦断面図、（Ｂ）は（Ａ）のIIIＢ− IIIＢ線断面図、（Ｃ）は（Ａ）のIIIＣ− IIIＣ線断面図、（Ｄ）は（Ａ）のIIIＤ− IIIＤ線断面図である。
【図４】図３の矢印IV方向から見た拡大図である。
【図５】比較例として示す従来の拡散型パイロットバーナを示す縦断面図である。
【図６】ガスタービン燃焼器における負荷率とＮＯｘの排出量の関係を示す特性図である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
以下、本発明の好ましい実施形態について図面を参照しながら詳述する。図１は本発明の好ましい実施形態にかかるガスタービン燃焼器が使用されるガスタービン発電装置の概略構成を示す。同図において、ガスタービン発電装置ＧＴは、圧縮機１と、燃焼器２と、タービン３とを主な構成要素とし、燃焼器２は、燃料供給装置５と燃料制御装置６とを備えている。圧縮機１から供給される圧縮空気Ａと、燃料制御装置６を介して燃料供給装置５から供給される燃料Ｆとを燃焼器２で燃焼させ、これにより発生する高温高圧の燃焼ガスＧをタービン３に供給して、このタービン３を駆動する。圧縮機１は回転軸７を介してタービン３により駆動され、このタービン３はまた、減速機８を介して発電機９を駆動する。
【００１７】
図２の縦断面図に示すように、前記燃焼器２は、これに導入される圧縮空気Ａと燃焼ガスＧとが互いに燃焼器２内の逆方向に流れる逆流缶型であり、回転軸７と同心の円周上に配設された複数の円筒状のハウジングＨを有し、各ハウジングＨ内に、ほぼ円筒状の燃焼筒１０が収納されており、その内部に燃焼室１１が形成されている。前記ハウジングＨの先端側となる頭部（図２の左端部）にはエンドカバー１２がボルト１２ａにより固定されている。
【００１８】
ハウジングＨの頭部側には、ハウジングＨ内に位置する支持筒１３の基端部が連結され、この支持筒１３の先端部（図２の右端部）に燃焼筒１０の頭部１０ａが固定されて、燃焼筒１０が支持筒１３を介してハウジングＨに支持されている。燃焼筒１０の周壁１０ｂとこれを覆うハウジングＨとの間には、圧縮機１（図１）からの圧縮空気Ａを燃焼筒１０の頭部１０ａ、つまり、上流側へ導く環状の空気通路１５が形成されている。支持筒１３の内側には空気導入室１６が形成されており、支持筒１３に、圧縮空気Ａを空気導入室１６内に導く複数の空気導入孔１８が設けられている。
【００１９】
燃焼筒１０の頭部１０ａの中央部には、燃料Ｆの一部を燃焼室１１内に直接噴出するとともに、燃料Ｆと圧縮空気Ａを混合して生成した予混合気Ｍ１を燃焼室１１内に噴出する単一の予混合型のパイロットバーナ２０が設けられている。このパイロットバーナ２０の基端はエンドカバー１２に設けたパイロット燃料導入口２８に接続されている。パイロットバーナ２０の外周を囲むようにして、燃料Ｆと圧縮空気Ａを混合して生成した予混合気Ｍ２を、予混合通路２９から燃焼室１１内に噴出する単一の予混合型のメインバーナ２１が設けられている。
【００２０】
メインバーナ２１は、メイン内周壁２１ａとメイン外周壁２１ｂとの間に、縦断面Ｌ字状の予混合通路２９が形成されている。この予混合通路２９の上流端が径方向外向きに開口しており、その開口した環状の空気取入口２９ａの径方向外側に複数のメイン燃料ノズル２３がメインバーナ２１の周方向に等間隔で配置されている。メイン燃料ノズル２３における空気取入口２９ａに対向する部分に、複数のメイン燃料噴射孔２３ａが形成されている。メイン燃料ノズル２３の基端はエンドカバー１２に設けたメイン燃料導入口２５に接続されている。空気取入口２９ａにはスワーラ２６が配置されており、メイン燃料導入口２５から供給された燃料Ｆは、空気取入口２９ａから流入する圧縮空気Ａとともに、スワーラ２６によって旋回が付与され、環状の予混合通路２９内で予混合されたのち、環状の予混合噴出口２９ｂから予混合気Ｍ２として燃焼室１１内に噴出される。
【００２１】
前記パイロット燃料導入口２８およびメイン燃料導入口２５には、図１の燃料供給装置５から燃料制御装置６を介して燃料Ｆが供給される。
【００２２】
燃焼筒１０の周壁１０ｂの上流部には、点火プラグ３０が、その先端を燃焼室１１内に臨ませて配置されている。点火プラグ３０は、ハウジングＨを貫通してハウジングＨに固定されており、起動時には、予混合型パイロットバーナ２０から燃焼室１１内に予混合気Ｍ１を噴射して点火プラグ３０により点火する。低負荷時には予混合型パイロットバーナ２０のみが作動する。つづいて、低負荷時よりも負荷が大きい通常運転時には、メインバーナ２１から燃焼室１１内に噴射された予混合気Ｍ２と予混合型パイロットバーナ２０からの予混合気Ｍ１とを燃焼して、燃焼筒１０の上流部において、メインバーナ２１の下流側に第１の燃焼領域Ｓ１を形成させる。
【００２３】
燃焼筒１０における第１の燃焼領域Ｓ１よりも下流側には、複数、たとえば４つの空気孔３１が周方向に等間隔に設けられている。前記ハウジングＨにおける各空気孔３１に対向する部分には、予混合型の追焚きバーナ４０が取り付けられて、その先端部を、空気孔３１を通して燃焼室１１内に臨ませている。こうして、追焚きバーナ４０は、メインバーナ２１よりも燃焼筒１０の下流側で燃焼筒１０の周壁１０ｂを貫通して配置され、追焚きバーナ用の予混合気Ｍ３を燃焼筒１０内に噴射して、燃焼室１１内で第１の燃焼領域Ｓ１の下流側に第２の燃焼領域Ｓ２を形成させる。
【００２４】
図３は、パイロットバーナ２０の詳細を示す。図３（Ａ）に示すように、このパイロットバーナ２０は、燃焼筒１０の軸心Ｃ（図２）と同心となる真直なバーナ軸心Ｃ１を有し、上流端部（図３（Ａ）左側）に設けられて径方向外方から内方へ向かって圧縮空気Ａを流入させる流入通路４１と、前記流入通路４１からの圧縮空気Ａおよび燃料Ｆを混合させながら軸方向下流（図３（Ａ）右側）に導く予混合通路４３と、この予混合通路４３からの予混合気Ｍ１を燃焼室１１（図２）に向けて噴射する複数の混合気噴射孔４４Ａ，４４Ｂとを備えている。流入通路４１の外周には環状の流入口４１ａが形成されており、この流入口４１ａの径方向内側に、流入通路４１の圧縮空気Ａの流れと直交する方向に燃料Ｆを噴射する複数の燃料供給孔４２が設けられている。前記予混合通路４３は、下流に向かって通路面積が小さくなる増速部４５を有している。予混合気Ｍ１は、この増速部４５を通って流速が増したのち、混合気噴射孔４４Ａ，４４Ｂから噴射される。
【００２５】
また、予混合通路４３における前記増速部４５の上流側に、予混合気Ｍ１を径方向外側寄りに偏向させることで予混合を促進させる混合促進部材４６が設けられている。さらに、パイロットバーナ２０の中心部には、軸心Ｃ１に沿って延びる保炎燃料通路４８が設けられ、その下流側先端に燃料噴射孔４９が連通しており、この燃料噴射孔４９からパイロット用燃料Ｆの一部が燃焼室（図２）に噴射されるようになっている。保炎燃料通路４３は、中央パイプＰ１の中空部によって形成されている。予混合通路４３は、外壁を形成する、くびれ部（増速部）４５を持ち、先端（下流端）が閉止された円筒体２０ａと、中心部の保炎燃料通路４８を形成する燃料パイプＰ１との間に形成された環状の通路である。燃料噴射孔４９は、パイロットノズル２０の先端壁２０ｂの中心部に形成されており、保炎燃料通路４８よりも小径の円孔である。この実施形態では、円筒体２０ａと先端壁２０ｂは一体形成されている。
【００２６】
図３（Ｂ）に示すように、流入口４１ａには、圧縮空気Ａを環状の流入口４１ａから中心側へ向けて案内する複数（例えば１２枚）のガイド片５０が、周方向に等間隔で設けられている。ガイド片５０は円盤状のノズルプレート５４と円筒体２０ａの上流端部との間に配置され、両者５４，２０ａに例えば溶接により固定されている。
【００２７】
ノズルプレート５４の外周部近傍には、燃料溜め空間５５に連通し、燃焼筒１０の径方向内方に向かって開孔した複数の燃料供給孔４２が、ノズルプレート５４と同心状の配置で設けられている。このノズルプレート５４とエンドプレート１２との間に、燃料溜め空間５５に燃料Ｆを導入するための燃料導入路１２ａが形成されている。燃料Ｆは燃料導入口２８および燃料導入路１２ａを通って燃料溜め空間５５に入り、一部の燃料Ｆは保炎燃料通路４８に導かれ、その他の燃料Ｆは燃料供給孔４２から流入通路４１に供給される。また、このノズルプレート５４の中央部には先端が逆円錐状となった中央突起５４ａが形成されており、この中央突起５４ａは、少なくともガイド片５０の高さ（軸心方向長さ）を若干上回る長さを有している。
【００２８】
流入通路４１では、流入口４１ａを通って、隣接するガイド片５０，５０の間に径方向外方から内方へ向かって圧縮空気Ａが流入する。前記隣接するガイド片５０，５０の間に、圧縮空気Ａの流れと直交する方向に燃料Ｆを噴射する複数の燃料供給孔４２が２個ずつ、計２４個設けられている。このように、複数の燃料供給孔４２がガイド片５０，５０間に配置されているから、燃料Ｆが多点噴射となり、しかもガイド片５０によって周方向に区画された燃料Ｆが流入通路４１に供給されるので、燃料Ｆの濃度むらの少ない均一な予混合気が得られる。
【００２９】
ここで、圧縮空気Ａは、複数のガイド片５０によって流入口４１ａの中心側へ向けて導入されるので、流入通路４１の中心部で流入口４１ａからの圧縮空気Ａが衝突して乱れが大きくなる結果、燃料Ｆとの撹拌が促進される。こうして得られた予混合気Ｍ１が中央突起５４ａに衝突することで、円滑に９０°偏向されて予混合通路４３に導入される。
【００３０】
図３（Ｃ）に示すように、混合促進部材４６は、中央部に保炎燃料通路４８の中央パイプＰ１を挿通させる挿通孔４６ａが形成され、外周部に円周方向に等間隔に配置された複数の突片４６ｂ（図例では４つ）が形成されたもので、たとえば、金属板を打ち抜いて作成できる。この混合促進部材４６は、前記挿通孔４６ａの部分で中央パイプＰ１に固定されることで、予混合通路４３における増速部４５よりも上流側に設置され、各突片４６ｂの間の空間４６ｃが予混合気Ｍ２の通路となる。
【００３１】
図３（Ｄ）に示すように、第１の予混合気噴射孔４４Ａが円筒体の周壁に周方向に等間隔で複数個（たとえば１２個）設けられている。この予混合気噴射孔４４Ａは、図３（Ａ）に示すように、径方向斜め外方に向かうように設定されている。これにより、予混合気噴射孔４４Ａから噴射される予混合気Ｍ１の一部が前記点火プラグ３０（図２）に向かう。
【００３２】
図４はパイロットバーナ２０を下流側から見たものである。同図に示すように、先端部におけるパイロットバーナ２０の軸心Ｃ１に合致する中心部に前記燃料噴射孔４９が設けられ、その周囲に複数の第２の予混合気噴射孔４４Ｂ（図例では８個）が設けられている。燃料噴射孔４９の外周側で第２の予混合気噴射孔４４Ｂの内周側には、予混合気を供給する複数のカーボン除去用噴射孔５３（図例では３個）が形成されている。このカーボン除去用噴射孔５３は、図３（Ａ）に示すように、予混合通路４３内の予混合気Ｍ１の一部が、燃料噴射孔４９の先端に噴射されるように斜め内側に向かって形成されている。各カーボン除去用噴射孔５３は、燃料噴射孔４９と同程度の極めて小径のものとしている。
【００３３】
図３（Ａ）において、パイロットバーナ２０の円筒体２０ａの下流端部近傍は、横断面Ｌ字形の環状のカラー５７を介してメイン内周壁２１ａに、熱変形を許容された状態で支持されている。
【００３４】
追焚きバーナ４０は、その上流の燃料噴射部分がパイロットバーナ２０と実質的に同一構造のものが採用されているので、その詳しい構造や作用についての説明は省略する。
【００３５】
つぎに、この実施形態にかかるガスタービン燃焼器のパイロットバーナ２０の作動について説明する。ガスタービンＧＴの全負荷領域において、図１に示す燃料制御装置６を介して燃料供給装置５から供給される燃料Ｆは、図３（Ａ）の燃料導入口２８からパイロットバーナ２０に導かれる。この燃料Ｆの一部は燃料導入通路４８に導かれて燃料噴射孔４９から燃焼室１１（図２）に噴射され、保炎用に供される。燃料噴射孔４９から濃い燃料Ｆが噴射されて拡散燃焼することで、保炎性および着火性が向上する。燃料噴射孔４９からの燃料Ｆの噴射量はきわめて微量であり、パイロットバーナ２０による予混合燃焼に影響を与えない。
【００３６】
燃料Ｆの大部分は、燃料供給孔４２から流入通路４１内に導かれ、同時に、圧縮機１（図１）からの圧縮空気Ａが流入通路４１に、径方向外方からガイド片５０,５０の間を通って径方向内方に向かって導入される。このとき、圧縮空気Ａと燃料Ｆとは直交状態で混合されるので、燃料Ｆに対する圧縮空気Ａによるせん断力によって圧縮空気Ａと燃料Ｆとの混合が促進されながら予混合通路４３を軸方向下流に導かれる。前述のとおり、圧縮空気Ａと燃料Ｆは流入通路４１内を径方向内方へ向かって流れることで、中心部で衝突して乱れが大きくなり、混合が促進される。また、混合気Ｍ１は、流入通路４１から予混合通路４３に導かれる際に９０°偏向するので、流れに大きな乱れが生じて、予混合が促進される。さらに、予混合気Ｍ１は、長い予混合通路４３を軸方向下流に導かれるので、この予混合通路４３内において予混合が促進される。この予混合気Ｍ１が複数の予混合気噴射孔４４Ａ，４４Ｂから燃焼室１１に噴射されるので、燃焼室１１内での予混合気の偏在が抑制される。
【００３７】
予混合通路４３を軸方向下流に導かれる予混合気Ｍ２は、混合促進部材４６により径方向外側寄りに偏向させられるので、乱れが大きくなって、予混合がより促進される。また、混合促進部材４６が予混合通路４３における増速部４５の上流側である通路面積の大きい部分に設けられているので、流速が大きくない分だけ、混合促進部材４６による流路抵抗の増大が抑制される。
【００３８】
つづいて、混合促進部材４６を経た予混合気Ｍ２は、下流に向かって通路面積が小さくなる増速部４５を通過することで、予混合気Ｍ２の流速が増すので、燃焼室１１（図２）側から予混合通路４３への逆火が防止できる。このように逆火が防止されることにより、パイロットバーナ２０の損傷を回避できる。
【００３９】
増速部４５を経た予混合気Ｍ１の一部は、第１の予混合気噴射孔４４Ａから径方向斜め外方に向かって噴射される。予混合気Ｍ１の他の一部は第２の予混合気噴射孔４４Ｂから燃焼室１１（図２）に、ほぼ軸心Ｃ１方向へ向かって噴射される。さらに、予混合気Ｍ１の残部はカーボン除去用噴射孔５３から燃料噴射孔４９の先端に向かって斜め方向に噴射され、燃料噴射孔４９の出口付近の燃料濃度を低下させている。これにより、燃料の過濃によって発生する煤に起因する燃料噴射孔４９の目詰まりを防止する。
【００４０】
このように、本発明の実施形態にかかるパイロットバーナ２０によれば、圧縮空気Ａと燃料Ｆとが十分に混合され、濃度が均一なパイロット予混合気Ｍ１が得られる。始動時および低負荷時を除く通常運転時には、図２に示すメインバーナ２１からもメイン予混合気Ｍ２が燃焼室１１に供給される。この場合の予混合気Ｍ１および予混合気Ｍ２が形成する第１の燃焼領域をＳ１として示す。加えて、追焚きバーナ４０も予混合型であり、この追焚きバーナ４０からも追焚き予混合気Ｍ３が燃焼室１１内に供給されて燃焼される。この場合の第２の燃焼領域をＳ２として示す。追焚きバーナ４０も予混合型であることで、第２の燃焼領域Ｓ２でのＮＯｘの発生も抑制され、その排出量を低減できる。このように、パイロットバーナ２０、メインバーナ２１および追焚きバーナ４０のすべてが予混合型であるので、燃焼時、高温となって多量のＮＯｘを発生させる拡散燃焼型に比べ、大幅にＮＯｘ量の低減を図ることができる。
【００４１】
これに対して、図５に示す従来のパイロットバーナ７０は、拡散燃焼型である。燃料導入口２８から導入された燃料Ｆは導入通路７２内に導かれ、先端の燃料噴射孔７４から噴射されて、パイロットバーナ２０の下流側外方で、圧縮空気Ａと混合される。したがって、パイロットバーナ７０の下流側では、圧縮空気Ａと燃料Ｆの混合が不十分で濃度にばらつきのある混合気しか得られない。このため、燃焼温度が高くなり、ＮＯｘが生成されやすくなる。
【００４２】
つぎに、本発明の実施形態にかかる燃焼器と、図５の従来例の燃焼器とをエンジンに搭載して行ったエンジン試験の結果を、図６を参照して説明する。同図の横軸は定格を１００％とする負荷率であり、縦軸は燃焼筒出口でのＮＯｘ濃度（燃焼用空気の酸素濃度１５％）である。同図に示す比較例（ａ）および（ｂ）は従来のＤＬＥ燃焼器であって、パイロットバーナが図５に示した拡散型であり、メインバーナおよび追焚きバーナが予混合型である。比較例（ａ）では追焚きバーナを作動させておらず、比較例（ｂ）における黒三角印▲では追焚きバーナを作動させている。本発明の第１例および第２例は、パイロットバーナ、メインバーナおよび追焚きバーナのすべてが予混合型であり、第１例では追焚きバーナを作動させておらず、第２例における黒丸印●では追焚きバーナを作動させている。
【００４３】
同図から明らかなように、比較例（ａ）では負荷率の上昇に伴ってＮＯｘ濃度が大きく増加している。比較例（ｂ）では比較例（ａ）に比べると、予混合型の追焚きバーナを作動させた分だけ、負荷率の高い領域でＮＯｘ濃度が大きく低下している。本発明の第１例では、パイロットバーナを予混合型としたことにより、下向きの矢印Ｙ１で示すように、比較例（ａ）よりもＮＯｘ濃度が低下している。また、本発明の第２例では、予混合型の追焚きバーナの作動により、負荷率が高い領域でも、矢印Ｙ２で示すように，比較例（ｂ）よりもさらにＮＯｘ排出量を低減できており、今後、一層厳しくなりうるＮＯｘ排出規制にも十分耐えうるものと期待できる。
【００４４】
以上のとおり、図面を参照しながら好適な実施形態を説明したが、当業者であれば、本件明細書を見て、自明な範囲内で種々の変更および修正を容易に想定するであろう。したがって、そのような変更および修正は、添付の特許請求の範囲から定まるこの発明の範囲内のものと解釈される。
【符号の説明】
【００４５】
１…圧縮機
２…燃焼器
３…タービン
１０…燃焼筒
１１…燃焼室
１５…空気通路
２０…パイロットバーナ
２１…メインバーナ
４０…追焚きバーナ
４１…流入通路
４１ａ…流入口
４２…燃料供給孔
４３…予混合通路
４４Ａ，４４Ｂ…予混合気噴射孔
４５…増速部
４６…混合促進部材
４８…保炎燃料通路
４９…燃料噴射孔
５０…ガイド片
５３…カーボン除去用噴射孔
５４ａ…中央突起
Ａ…圧縮空気
Ｆ…燃料
Ｈ…ハウジング
【特許請求の範囲】
【請求項１】
圧縮機からの圧縮空気に燃料を混合して燃焼させてタービンに供給するガスタービン燃焼器であって、
燃焼室を形成する燃焼筒の頭部に設けられたパイロットバーナと、その外周に配置された予混合型のメインバーナとを備え、
前記パイロットバーナは、上流端部に設けられて径方向外方から内方へ向かって前記圧縮空気を流入させる流入通路と、
前記流入通路に圧縮空気の流れと直交する方向に燃料を噴射する複数の燃料供給孔と、
前記流入通路からの圧縮空気および燃料を混合させながら軸方向下流に導く予混合通路と、
前記予混合通路からの予混合気を前記燃焼室に噴射する複数の予混合気噴射孔とを備えたガスタービン燃焼器。
【請求項２】
請求項１において、さらに、パイロットバーナの中心部に、パイロット用燃料の一部を前記燃焼室に噴射する燃料噴射孔を備えたガスタービン燃焼器。
【請求項３】
請求項１または２において、前記予混合通路は、下流に向かって通路面積が小さくなる増速部を有するガスタービン燃焼器。
【請求項４】
請求項３において、前記予混合通路における前記増速部の上流側に、予混合気を径方向外側寄りに偏向させることで予混合を促進させる混合促進部材が設けられているガスタービン燃焼器。
【請求項５】
請求項２において、さらに、前記燃料噴射孔の下流側近傍に前記予混合通路内の予混合気の一部を供給するカーボン除去用噴射孔を有するガスタービン燃焼器。
【請求項６】
請求項１〜５のいずれか一項において、前記流入通路は環状の流入口と、この流入口の径方向内方に配置されて、前記圧縮空気を流入通路の中心へ向けて案内する複数のガイド片を有するガスタービン燃焼器。
【請求項７】
請求項６において、隣接する前記ガイド片の間に前記燃料供給孔が配置されているガスタービン燃焼器。
【請求項１】
圧縮機からの圧縮空気に燃料を混合して燃焼させてタービンに供給するガスタービン燃焼器であって、
燃焼室を形成する燃焼筒の頭部に設けられたパイロットバーナと、その外周に配置された予混合型のメインバーナとを備え、
前記パイロットバーナは、上流端部に設けられて径方向外方から内方へ向かって前記圧縮空気を流入させる流入通路と、
前記流入通路に圧縮空気の流れと直交する方向に燃料を噴射する複数の燃料供給孔と、
前記流入通路からの圧縮空気および燃料を混合させながら軸方向下流に導く予混合通路と、
前記予混合通路からの予混合気を前記燃焼室に噴射する複数の予混合気噴射孔とを備えたガスタービン燃焼器。
【請求項２】
請求項１において、さらに、パイロットバーナの中心部に、パイロット用燃料の一部を前記燃焼室に噴射する燃料噴射孔を備えたガスタービン燃焼器。
【請求項３】
請求項１または２において、前記予混合通路は、下流に向かって通路面積が小さくなる増速部を有するガスタービン燃焼器。
【請求項４】
請求項３において、前記予混合通路における前記増速部の上流側に、予混合気を径方向外側寄りに偏向させることで予混合を促進させる混合促進部材が設けられているガスタービン燃焼器。
【請求項５】
請求項２において、さらに、前記燃料噴射孔の下流側近傍に前記予混合通路内の予混合気の一部を供給するカーボン除去用噴射孔を有するガスタービン燃焼器。
【請求項６】
請求項１〜５のいずれか一項において、前記流入通路は環状の流入口と、この流入口の径方向内方に配置されて、前記圧縮空気を流入通路の中心へ向けて案内する複数のガイド片を有するガスタービン燃焼器。
【請求項７】
請求項６において、隣接する前記ガイド片の間に前記燃料供給孔が配置されているガスタービン燃焼器。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【公開番号】特開２０１３−５３８１４（Ｐ２０１３−５３８１４Ａ）
【公開日】平成２５年３月２１日（２０１３．３．２１）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１１−１９２５４９（Ｐ２０１１−１９２５４９）
【出願日】平成２３年９月５日（２０１１．９．５）
【出願人】（００００００９７４）川崎重工業株式会社 (1,710)
【公開日】平成２５年３月２１日（２０１３．３．２１）
【国際特許分類】
【出願日】平成２３年９月５日（２０１１．９．５）
【出願人】（００００００９７４）川崎重工業株式会社 (1,710)
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