JP2008185269A

JP2008185269A - Gas turbine combustor

Info

Publication number: JP2008185269A
Application number: JP2007019466A
Authority: JP
Inventors: Takeshi Yamamoto; 武山本; Kazuo Shimodaira; 一雄下平; Yoji Kurosawa; 要治黒澤
Original assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Current assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Priority date: 2007-01-30
Filing date: 2007-01-30
Publication date: 2008-08-14
Anticipated expiration: 2027-01-30
Also published as: JP5057363B2

Abstract

【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２The ignition performance and low NOx characteristics of a staging combustor are improved.
The center of a pilot fuel injection section that provides a pilot air-fuel mixture is decentered so that the center of a main mixing flow path that supplies a main air-fuel mixture is close to the spark plug. In addition, the shape of the opening of the main mixing channel 23 is configured to be a crescent or eccentric donut shape.
[Selection] Figure 2

Description

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。 The present invention relates to a gas turbine combustor, and more particularly, to a gas turbine combustor including a staging fuel injection valve configured to supply fuel from a pilot fuel injection unit and a main fuel injection unit in order to obtain high low NOx performance. The present invention relates to a gas turbine combustor that suitably solves the problem of ignitability.

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。 As an aircraft gas turbine combustor for the purpose of reducing nitrogen oxides (NOx) in exhaust gas, a pilot fuel injection valve for forming burnt gas and an air-fuel mixture are injected into the burned gas Research on a staging combustor having two types of fuel injection valves called main fuel injection valves has been actively conducted. In these combustors, a pilot fuel injection part is placed at the center, and a main fuel injection part is arranged around the pilot fuel injection part (see, for example, Patent Document 1). In addition, in order to improve maintainability in an aircraft gas turbine combustor, it is common to install a spark plug on a combustor liner. In this case, fuel is supplied only from a pilot fuel injection unit at the time of ignition. Then, the fuel is blocked by the air flowing out from the main fuel injection section, and as a result, sufficient fuel does not reach the spark plug, or the fire type generated by the ignition is flowed into the air of the main fuel injection section and the pilot burns There was difficulty in ignitability by not reaching the area. Aircraft gas turbines where safety is the most important require high ignition performance, and this ignitability problem is one of the major obstacles to the practical application of low-NOx gas turbine combustors.

特開２００２−１３９２２１号公報JP 2002-139221 A

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。 As described above, a low-NOx combustor for a gas turbine having a staging fuel injection valve including a pilot fuel injection unit and a main fuel injection unit disposed concentrically around the pilot fuel injection unit in order to obtain high low NOx performance When used in an aircraft gas turbine combustor, the ignition performance is difficult.
Therefore, the present invention was devised in view of the above circumstances, and includes a staging fuel injection valve configured to supply fuel from a pilot fuel injection unit and a main fuel injection unit in order to obtain high low NOx performance. An object of the present invention is to provide a gas turbine combustor that suitably solves the problem of ignitability that occurs when the gas turbine combustor provided is used in an aircraft gas turbine combustor.

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。 In order to achieve the above object, a gas turbine combustor according to claim 1 includes a pilot fuel injection unit in which pilot fuel and pilot air are mixed, a main fuel and a main air disposed around the pilot fuel injection unit. A gas turbine combustor comprising a staging fuel injection valve composed of a main fuel injection part that mixes, an ignition plug that ignites the air-fuel mixture in the combustion chamber, and a combustion chamber in which fuel and air combust to form a combustion region The staging fuel injection valve is an eccentric staging fuel in which the center of the opening of the pilot fuel injection portion is eccentric so as to be close to the spark plug side with respect to the center of the opening of the main fuel injection portion. An air-fuel mixture provided from the pilot fuel injection unit is not obstructed by air supplied from the main fuel injection unit, Characterized in that it.
In the gas turbine combustor, with the above-described configuration, the air-fuel mixture provided from the pilot fuel injection unit is more directly and continuously near the spark plug in the combustion chamber than the air flow provided from the main fuel injection unit. And the air from the main fuel injection part is not obstructed. As a result, the air-fuel mixture in the pilot fuel injection section reaches the spark plug and a fire is generated, the flame propagates favorably, or a high-temperature gas or active chemical species is flowed, so that the recirculation region downstream of the pilot fuel injection section A pilot flame is formed. As a result, extremely high ignition performance is obtained, and stable combustion is achieved by the stable pilot flame and the air-fuel mixture provided from the main fuel injection section, and at the same time, the combustion temperature is suitably lowered to generate NOx. It comes to suppress suitably.

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。 In the gas turbine combustor according to claim 2, the shape of the opening of the main fuel injection portion of the eccentric staging fuel injection valve is a crescent shape.
In the gas turbine combustor, the ignition performance of the gas turbine combustor is preferably improved by providing the eccentric staging fuel injection valve.

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。 The gas turbine combustor according to claim 3, wherein the combustion chamber has a cylindrical shape and is configured such that a single burner is formed by the single eccentric staging fuel injection valve. It was.
In the gas turbine combustor, the ignition performance of the cylindrical gas turbine combustor is preferably improved by providing the eccentric staging fuel injection valve.

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。 In the gas turbine combustor according to claim 4, the combustion chamber is of an annular type, and a plurality of the eccentric staging fuel injection valves are arranged with respect to the annular dome wall of the combustion chamber.
In the gas turbine combustor, the ignition performance of the annular gas turbine combustor is preferably improved by providing the eccentric staging fuel injection valve.

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。 In the gas turbine combustor according to claim 5, a concentric staging fuel injection valve in which the pilot fuel injection unit and the main fuel injection unit are disposed concentrically and the eccentric staging fuel injection valve are provided. A plurality of eccentric staging fuel injection valves are arranged on the annular dome wall of the combustion chamber, and the eccentric staging fuel injection valve is arranged closer to the spark plug than the concentric staging fuel injection valve.
In the gas turbine combustor, the ignition performance of the annular gas turbine combustor is preferably improved by providing the eccentric staging fuel injection valve.

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。 According to the gas turbine combustor of the present invention, the air in the main fuel injection section flowing between the pilot fuel injection section and the spark plug is reduced or eliminated, and the fuel in the pilot fuel injection section reaches the spark plug to generate a fire type. A pilot flame is formed in the recirculation region downstream of the pilot fuel injection section by suitably propagating the flame or flowing a hot gas or active chemical species. Therefore, it is possible to achieve a combustor including a pilot fuel injection unit and a main fuel injection unit that have extremely high ignition performance, low NOx emissions, and high ignition performance.

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。 Hereinafter, the present invention will be described in more detail with reference to embodiments shown in the drawings. Note that the present invention is not limited thereby.

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。 FIG. 1 is an explanatory cross-sectional view of a main part showing a gas turbine combustor 100 according to Embodiment 1 of the present invention.
The gas turbine combustor 100 is referred to as a pilot fuel injection unit 10 for supplying an air-fuel mixture for sub-combustion such as ignition and flame holding (hereinafter referred to as “pilot”) and a main combustion (hereinafter referred to as “main”). ), An eccentric staging fuel injection valve 1 comprising a main fuel injection section 20 for supplying an air-fuel mixture, an ignition plug 30 for forming a pilot flame in the air-fuel mixture by generating sparks, and the air-fuel mixture by the pilot flame. And a combustion chamber 40 for burning. Note that a plurality of eccentric staging fuel injection valves 1 having a pilot fuel injection unit 10 and a main fuel injection unit 20 as one set are arranged on the dome wall 40b of the combustion chamber 40 at equal annular intervals. For convenience, only one eccentric staging fuel injection valve 1 is shown.

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。 The pilot fuel injection unit 10 includes a pilot fuel supply path 11 through which pilot fuel flows, a pilot nozzle 12 through which pilot fuel is injected, a first pilot air flow path 13 for supplying pilot air, and a second pilot air flow path. 14 and a pilot combustion region 15 in which pilot fuel and pilot air are mixed and burned.

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。 Further, swirlers 16 and 17 are respectively disposed in the course of the first pilot air flow path 13 and the second pilot air flow path 14, and a swirling air flow is formed by the air flow passing through the swirler. Thereby, the pilot fuel injected from the pilot nozzle 12 is sandwiched by the swirling air flow, and is suitably mixed with the air while being subjected to the shearing action and the swirling action at the same time. Therefore, in the pilot combustion region 15, fuel (air partially vaporized) and air are mixed and burned.

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。 Although details will be described later with reference to FIG. 2, the center of the pilot fuel injection section 10 is eccentric to the spark plug 30 side with respect to the center of the main mixing flow path 23, and the pilot fuel injection section 10 The opening is configured to be outside of the opening of the main mixing channel 23 in the radial direction. As a result, the air-fuel mixture provided from the pilot fuel injection section 10 reaches the spark plug 30 directly and continuously, the fire type is preferably generated, and the flame is preferably propagated, or the hot gas and active chemical species are flowed. As a result, a pilot flame is formed in the pilot fuel region 15. As a result, extremely high ignition performance is obtained, and stable combustion is achieved by the stable pilot flame and the air-fuel mixture provided from the main fuel injection section 20, and at the same time, the combustion temperature is suitably reduced to generate NOx. Is suitably suppressed.

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。 On the other hand, the main fuel injection unit 20 includes a main fuel supply passage 21 through which main fuel flows, a main nozzle 22 through which main fuel is injected, and a main mixing passage 23 through which main fuel and main air are mixed to generate an air-fuel mixture. Consists of. The main nozzle 22 is constituted by a so-called spiral injection valve. Further, as will be described later, the opening of the main fuel injection unit 20 is radially inward of the opening of the pilot fuel injection unit 10, and the air flow from the main fuel injection unit 20 is pilot fuel injection unit during ignition. The mixture from 10 will not be disturbed.

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。 2 is a cross-sectional view taken along line AA ′ of FIG. In the following description, the center 23C of the main mixing channel is defined as a midpoint between two points where the symmetric bisector in the radial direction intersects with the outer peripheral line of the main mixing channel 23.
The center 10C of the pilot fuel injection section is eccentric to the spark plug 30 side with respect to the center 23C of the main mixing flow path, and as a result, the opening of the pilot fuel injection section 10 is close to the spark plug 30 in the radial direction. It becomes like this. Furthermore, the opening of the main mixing channel 23 is located radially inward of the opening of the pilot fuel injection unit 10, and the shape thereof is configured to be, for example, a crescent shape or an eccentric donut shape. ing. As a result, the air-fuel mixture provided from the opening of the pilot fuel injection unit 10 reaches the spark plug 30 directly and continuously, the fire is preferably generated, and the flame is preferably propagated, or the hot gas or the active chemistry is transmitted. By flowing the seed, a stable pilot flame is formed in the recirculation region downstream of the pilot fuel injection unit. Therefore, extremely high ignition performance is obtained, and stable combustion is achieved by the stable pilot flame and the air-fuel mixture provided from the main fuel injection unit 20, and at the same time, the combustion temperature is suitably lowered to generate NOx. It comes to suppress suitably.

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。 According to the gas turbine combustor 100 according to the first embodiment, since the eccentric staging fuel injection valve 1 including the pilot fuel injection unit 10 and the main fuel injection unit 20 is provided, the ignition performance in the combustor is improved, and the pilot A stable pilot flame is preferably formed downstream of the fuel injection unit 10, and stable combustion is achieved by the stable pilot flame and the air-fuel mixture provided from the main fuel injection unit 20, and at the same time, the combustion temperature is preferably And the generation of NOx is suitably suppressed.

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。 FIG. 3 is a cross-sectional explanatory view of a main part showing a gas turbine combustor 200 according to Embodiment 2 of the present invention.

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。 The gas turbine combustor 200 has the same configuration as the gas turbine combustor 100 except for the main fuel injection unit 50. In the main fuel injection section 50, a main fuel supply path 51 is formed inside the wall of the main mixing flow path 53, and a pre-injection type fuel injection nozzle 52 is formed on the wall surface of the main mixing flow path 53.

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。 4 is a cross-sectional view taken along the line BB ′ of FIG.
The center 10C of the pilot fuel injection part is eccentric to the spark plug 30 side with respect to the center 53C of the main mixing flow path, and as a result, the opening of the pilot fuel injection part 10 is close to the spark plug 30 in the radial direction. It becomes like this. Furthermore, the opening of the main mixing channel 53 is located radially inward of the opening of the pilot fuel injection unit 10, and the shape thereof is configured to be, for example, a crescent shape or an eccentric donut shape. ing. As a result, the air-fuel mixture provided from the opening of the pilot fuel injection unit 10 reaches the spark plug 30 directly and continuously, the fire is preferably generated, and the flame is preferably propagated, or the hot gas or active chemistry is transmitted. By flowing the seed, a stable pilot flame is formed in the recirculation region downstream of the pilot fuel injection unit. Accordingly, extremely high ignition performance is obtained, and stable combustion is achieved by the stable pilot flame and the air-fuel mixture provided from the main mixing flow path 53, and at the same time, the combustion temperature is suitably lowered to generate NOx. It comes to suppress suitably.

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。 According to the gas turbine combustor 200 according to the second embodiment, combustion is performed by providing the eccentric staging fuel injection valve 2 including the pilot fuel injection unit 10 and the main fuel injection unit 50 as in the gas turbine combustor 100. The ignition performance of the vessel is improved, and a stable pilot flame is suitably formed in the pilot combustion region 15. At the same time, stable combustion is achieved by the stable pilot flame and the air-fuel mixture provided from the main mixing channel 53. As a result, the combustion temperature is suitably reduced, and the production of NOx is suitably suppressed.

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。 FIG. 5 is an explanatory cross-sectional view of a main part showing a gas turbine combustor 300 according to Embodiment 3 of the present invention.
This gas turbine combustor 300 is a device for improving the combustion efficiency when only the pilot fuel of the gas turbine combustor 200 according to the second embodiment is injected. That is, in the stage where only the pilot fuel is ejected, the main air flows into the pilot combustion region and partially extinguishes the pilot flame, so that the combustion efficiency is lowered. In order to solve this problem, the main mixing flow path was extended, and after the pilot combustion was completed, they joined.

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。 FIG. 6 is a cross-sectional explanatory view of a main part showing a gas turbine combustor 400 according to Embodiment 4 of the present invention.
The gas turbine combustor 400 includes an eccentric staging fuel injection valve 1 (or an eccentric staging fuel injection valve 2), a concentric staging fuel in which a pilot fuel injection unit and a main fuel injection unit are arranged concentrically. The injection valve 3 is mixed and disposed on the dome wall 40b of the combustion chamber at annular equal intervals. The eccentric staging fuel injection valve 1 is disposed closer to the spark plug 30 than the concentric staging fuel injection valve 3. As a result, the air-fuel mixture provided from the opening of the pilot fuel injection unit 10 reaches the spark plug 30 directly and continuously, the fire is preferably generated, and the flame is preferably propagated, or the hot gas or the active chemistry is transmitted. By flowing the seed, a stable pilot flame is formed in the recirculation region downstream of the pilot fuel injection unit. Therefore, extremely high ignition performance can be obtained, and stable combustion is achieved by the stable pilot flame and the air-fuel mixture provided from the main mixing flow path, and at the same time, the combustion temperature is suitably lowered and NOx is preferably generated. To suppress.

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。 FIG. 7 is an explanatory cross-sectional view of a main part showing a gas turbine combustor 500 according to Embodiment 5 of the present invention.
The gas turbine combustor 100, 200, 300, 400 is an embodiment applied to an annular type combustor, but the gas turbine combustor 500 is a cylinder type combustor of the present invention. It is applied to the vessel.

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。 The gas turbine combustor of the present invention can be suitably applied to an internal combustion engine including a gas turbine combustor that requires low NOx emission.

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。It is a fragmentary sectional view showing a gas turbine combustor concerning Example 1 of the present invention. 図１のＡ−Ａ’断面を示す説明図である。It is explanatory drawing which shows the A-A 'cross section of FIG. 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。It is a fragmentary sectional view showing a gas turbine combustor concerning Example 2 of the present invention. 図３のＢ−Ｂ’断面を示す説明図である。It is explanatory drawing which shows the B-B 'cross section of FIG. 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。It is a fragmentary sectional view showing a gas turbine combustor concerning Example 3 of the present invention. 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。It is a fragmentary sectional view showing a gas turbine combustor concerning Example 4 of the present invention. 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。It is a fragmentary sectional view showing a gas turbine combustor concerning Example 5 of the present invention.

Explanation of symbols

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 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1,2 Eccentric staging fuel injection valve 3 Concentric staging fuel injection valve 10 Pilot fuel injection part 11 Pilot fuel supply path 12 Pilot nozzle 13 1st pilot air flow path 14 2nd pilot air flow path 15 Pilot combustion area 20,50 Main fuel injection section 21, 51 Main fuel supply path 22, 52 Main nozzle 23, 53 Main mixing flow path 30 Spark plug 40 Combustion chamber 100, 200, 300, 400, 500 Gas turbine combustor

Claims

A staging fuel injection valve composed of a pilot fuel injection part for mixing pilot fuel and pilot air, a main fuel injection part arranged around the pilot fuel injection part and for mixing main fuel and main air, and mixing in the combustion chamber A gas turbine combustor comprising a spark plug for igniting a fuel and a combustion chamber in which fuel and air combust to form a combustion region, wherein the staging fuel injection valve is located at the center of the opening of the pilot fuel injection unit An eccentric staging fuel injection valve that is eccentric so as to be close to the spark plug side with respect to the center of the opening of the main fuel injection unit, and the air-fuel mixture provided from the pilot fuel injection unit is the main fuel A gas turbine combustor that acts on the spark plug without being obstructed by air supplied from an injection unit.

The gas turbine combustor according to claim 1, wherein the shape of the opening of the main fuel injection portion of the eccentric staging fuel injection valve is a crescent shape.

The gas turbine combustor according to claim 1 or 2, wherein the combustion chamber has a cylindrical shape, and a single burner is formed by the single eccentric staging fuel injection valve.

3. The gas turbine combustor according to claim 1, wherein the combustion chamber is an annular type, and a plurality of the eccentric staging fuel injection valves are disposed with respect to the annular dome wall of the combustion chamber.

A plurality of concentric staging fuel injection valves and eccentric staging fuel injection valves each having a concentric arrangement of the pilot fuel injection section and the main fuel injection section are disposed on the annular dome wall of the combustion chamber. The gas turbine combustor according to claim 1 or 2, wherein the eccentric staging fuel injection valve is disposed closer to the spark plug than the concentric staging fuel injection valve.