JP3894672B2

JP3894672B2 - Combustor for gas turbine engine

Info

Publication number: JP3894672B2
Application number: JP24702298A
Authority: JP
Inventors: 芳春山本; 英一宇津木; 伸之小林; 秀彦中田
Original assignee: Honda Motor Co Ltd
Current assignee: Honda Motor Co Ltd
Priority date: 1998-09-01
Filing date: 1998-09-01
Publication date: 2007-03-22
Anticipated expiration: 2018-09-01
Also published as: JP2000074373A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、単缶型の気相燃焼室の上流側に配置された予混合・予蒸発室に燃料および空気を供給する燃料ノズルを備えたガスタービンエンジン用燃焼器に関する。
【０００２】
【従来の技術】
かかるガスタービンエンジン用燃焼器は、特開平７−３３２６７１号公報により既に知られている。このガスタービンエンジン用燃焼器は、軸線を囲むように配置された環状の予混合・予蒸発室と、その下流側に接続された気相燃焼室とを備えており、予混合・予蒸発室に供給した空気および燃料に旋回流を発生させて微粒化した状態で気相燃焼室に供給するようになっている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、気相燃焼室の上流側に予混合・予蒸発室を備えたガスタービンエンジン用燃焼器では、気相燃焼室からの逆火により予混合・予蒸発室の混合気が自己着火する場合があり、特に予混合・予蒸発室の中心部では、前記旋回流が淀んで流速が低下するために自己着火現象が起こり易くなる問題がある。
【０００４】
本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、予混合・予蒸発室を備えたガスタービンエンジン用燃焼器において、予混合・予蒸発室内の旋回流の淀みに起因する自己着火現象を未然に防止することを目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するために、請求項１に記載された発明は、単缶型の気相燃焼室の上流側に配置された予混合・予蒸発室に燃料および空気を供給する燃料ノズルを備えたガスタービンエンジン用燃焼器において、前記燃料ノズルは、半径方向内側に配置されて予混合・予蒸発室に燃料および空気を供給する環状の燃料液膜化通路と、燃料液膜化通路の外周を取り囲むように配置されて予混合・予蒸発室に空気を供給する環状の空気通路と、燃料液膜化通路から供給される燃料および空気を空気通路から供給される空気と合流させて燃料を微粒化するエアーブラスト方式のノズルチップとを備えており、前記燃料液膜化通路は、該燃料液膜化通路を流れる空気を予旋回させるスワーラと、該燃料液膜化通路の接線方向に燃料を噴射して該燃料を予旋回させる燃料噴出口とを備えており、前記燃料液膜化通路からノズルチップを経て予混合・予蒸発室に供給された燃料および空気の旋回流の半径方向外側を、前記空気通路からノズルチップを経て予混合・予蒸発室に供給された空気のストレート流で覆うことにより、前記旋回流の中心部分における自己着火を抑制することを特徴とする。
【０００６】
上記構成によれば、燃料ノズルの燃料液膜化通路が、そこを流れる空気を予旋回させるスワーラを備えるとともに、前記予旋回する空気の流れと同方向に燃料を噴射する燃料噴出口とを備えているので、燃料液膜化通路に供給された空気および燃料に強い予旋回流を発生させて燃料の微粒化を促進することができる。また燃料ノズルの燃料液膜化通路からノズルチップを経て予混合・予蒸発室に供給された燃料および空気の旋回流の半径方向外側を、燃料ノズルの空気通路からノズルチップを経て予混合・予蒸発室に供給された空気のストレート流で覆うので、前記旋回流の中心の淀み部分が気相燃焼室からの逆火で自己着火するのを確実に回避することができる。
【０００７】
また請求項２に記載された発明は、請求項１の構成に加えて、気相燃焼室に連なる予混合・予蒸発室の下流端にスワーラを設けたことを特徴とする。
【０００８】
上記構成によれば、予混合・予蒸発室の下流端に設けたスワーラで混合気の淀みを抑制することにより、気相燃焼室から予混合・予蒸発室への逆火を防止して予混合・予蒸発室における混合気の自己着火を一層確実に防止することができる。
【０００９】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を、添付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。
【００１０】
図１〜図８は本発明の一実施例を示すもので、図１はガスタービンエンジンの縦断面図、図２は図１の２−２線拡大断面図、図３はガスタービンエンジンの燃焼器の拡大縦断面図、図４は図３の要部拡大図、図５は図３の５−５線断面図、図６は図３の６−６線断面図、図７は第２燃料液膜化通路のスワール数と燃料粒径との関係を示すグラフ、図８は第２燃料液膜化通路の流れ方向に沿う流速分布を示すグラフである。
【００１１】
先ず、図１および図２に基づいてガスタービンエンジンＥの構造の概略を説明する。
【００１２】
図１に示すように、ガスタービンエンジンＥは概略円筒状に形成されたエンジンケーシング１を備える。エンジンケーシング１の外周には圧縮空気通路４が形成されており、この圧縮空気通路４の上流側には図示せぬエアクリーナおよびサイレンサに連なる吸気通路５が接続される。
【００１３】
吸気通路５の中央を貫通して一対のベアリング６，７で支持された回転軸８には、遠心式のコンプレッサホイール９と遠心式のタービンホイール１０とが隣接して同軸に固定される。後方側のベアリング７をコンプレッサホイール９とタービンホイール１０との間に配置したので、このベアリング７をコンプレッサホイール９の前方に配置する場合に比べて、ベアリング７からのタービンホイール１０の後方張出量を減少させて振動を軽減することができる。コンプレッサホイール９の外周に放射状に形成された複数のコンプレッサブレード９₁…は前記吸気通路５に臨んでおり、これらコンプレッサブレード９₁…の直下流に位置する圧縮空気通路４に複数のコンプレッサディフューザ１１₁…が設けられる。回転軸８の前端にはタービンホイール１０により駆動される発電機２が設けられる。
【００１４】
エンジンケーシング１の後端には円環状の伝熱型熱交換器１２が配置される。伝熱型熱交換器１２は後端外周寄りの位置に圧縮空気入口１３を備えるとともに前端内周寄りの位置に圧縮空気出口１４を備え、前端外周寄りの位置に燃焼ガス入口１５を備えるとともに後端内周寄りの位置に燃焼ガス出口１６を備える。
【００１５】
図２から明らかなように、伝熱型熱交換器１２は大径円筒状のアウタハウジング２８と小径円筒状のインナハウジング２９とを、金属板をつづら折り状に折り曲げてなる伝熱板３０で結合したもので、その伝熱板３０を挟んで圧縮空気流路３１…と燃焼ガス流路３２…とが交互に形成される。
【００１６】
図１に示すように、実線で示す比較的に低温の圧縮空気と、破線で示す比較的に高温の燃焼ガスとを相互に逆方向に流すことにより、その流路の前長に亘って圧縮空気および燃焼ガス間の温度差を大きく保ち、熱交換効率を向上させることができる。
【００１７】
単缶型燃焼器１８は、上流側に配置された予混合部１９と、下流側に配置された気相燃焼室２０とを備えている。伝熱型熱交換器１２の圧縮空気出口１４と予混合部１９とは圧縮空気通路２１で接続される。気相燃焼室２０と伝熱型熱交換器１２の燃焼ガス入口１５とを接続する燃焼ガス通路２４の上流部分には、タービンホイール１０の外周に放射状に形成された複数のタービンブレード１０₁…が臨んでおり、その更に上流には気相燃焼室２０からの燃焼ガスを導く遮熱板２５およびタービンノズル２６₁…が設けられる。
【００１８】
次に、図３〜図６を併せて参照しながら予混合部１９の構造を更に詳細に説明する。
【００１９】
予混合部１９はエンジンケーシング１（図１参照）の軸線Ｌを中心として実質的に軸対称な構造を有しており、軸線Ｌ上に位置する第１燃料ノズル４１と、その第１燃料ノズル４１の上流側（図中右側）の外周を囲むように配置された第２燃料ノズル４２と、前記第１燃料ノズル４１の外周を囲むように環状に形成された予混合・予蒸発室４３とを備える。予混合部１９の上流側外周には環状の前室４４が形成されており、この前室４４は複数の空気導入口４５…を介して前記圧縮空気通路２１に連通する。
【００２０】
第１燃料ノズル４１は２重管構造になっており、その中心を第１燃料液膜化通路４６が貫通する。第１燃料液膜化通路４６の外周を囲むように形成された第１空気通路４７は、その上流端が半径方向外側に向けて湾曲して前室４４に連通し、その中間部がスワーラ４８を介して第１燃料液膜化通路４６の上流端に連通し、その下流端にスワーラ５０が設けられる。第１燃料ノズル４１には第１燃料通路５１が形成されており、その下流端に連なる環状溝５４の内周に形成された複数の燃料噴出口５２…は、前記第１燃料液膜化通路４６の上流部であって前記スワーラ４８の直下流部に開口する。前記燃料噴出口５２…は第１燃料液膜化通路４６に接線方向に開口する（図５参照）。而して、気相燃焼室２０に臨む第１燃料ノズル４１の下流端には第１燃料液膜化通路４６および第１空気通路４７が開口しており、かつ軸線Ｌ上に位置する第１燃料液膜化通路４６の開口部の外周を、第１空気通路４７の環状の開口部が取り囲むことにより、エアーブラスト型のノズルチップ５３を構成する。
【００２１】
予混合・予蒸発室４３の上流端と前室４４とが第２燃料液膜化通路５６および第２空気通路５７で接続される。第２燃料液膜化通路５６の上流端にはスワーラ５８が設けられるとともに、中間部には第２燃料通路５９に連なる環状溝５５の内周に形成された複数の燃料噴出口６０…が開口する。前記燃料噴出口６０…は第２燃料液膜化通路５６に接線方向に開口する（図６参照）。予混合・予蒸発室４３の上流端に臨む第２燃料液膜化通路５６の下流端が環状に開口しており、その外周を囲むように第２空気通路５７の下流端が環状に開口することにより、エアーブラスト型のノズルチップ６１が構成される。気相燃焼室２０に臨む予混合・予蒸発室４３の下流端には、前記第１燃料ノズル４１のノズルチップ５３の外周を囲むようにスワーラ６２が設けられる。
【００２２】
ガスタービンエンジンＥの始動時に混合気に着火すべく、セラミックヒータよりなる点火栓６３が第２燃料ノズル４２を貫通して第１燃料ノズルノズル４１と平行に延びており、その先端が第１燃料ノズル４１のノズルチップ５３の近傍に臨んでいる。
【００２３】
次に、本発明の実施例の作用について説明する。
【００２４】
図１において、吸気通路５から吸い込まれてコンプレッサホイール９により圧縮された空気は圧縮空気通路４を経て伝熱型熱交換器１２に送られ、そこで高温の燃焼ガスとの間で熱交換することにより加熱される。伝熱型熱交換器１２を通過した圧縮空気は圧縮空気通路２１を経て単缶型燃料器１８の予混合部１９に達し、そこで燃料と混合する。予混合部１９から単缶型燃焼器１８の気相燃焼室２０に流入した混合気は気相燃焼し、発生した燃焼ガスは燃焼ガス通路２４を通過する間にタービンホイール１０を駆動する。燃焼ガスは更に伝熱型熱交換器１２を通過して空気との間で熱交換した後にエンジンケーシング１から排出される。このようにしてタービンホイール１０が回転すると、その回転トルクは回転軸８を介してコンプレッサホイール９および発電機２に伝達される。
【００２５】
次に、図３および図４を参照して予混合部１９における作用を説明する。
【００２６】
圧縮空気通路２１から前室４４を経て第１燃料ノズル４１の第１空気通路４７に供給された空気は第１燃料液膜化通路４６の上流端に供給され、その際にスワーラ４８を通過して旋回流となる。第１燃料通路５１から燃料噴出口５２…（図５参照）を経て第１燃料ノズル４１の第１燃料液膜化通路４６の上流端に供給された燃料は、接線方向に開口する前記燃料噴出口５２…により旋回流となる。そして同方向の旋回流である空気と混合して微粒化され、旋回流の遠心力により半径方向外側に付勢されて第１燃料液膜化通路４６の外周面に沿う燃料液膜が形成される。一方、第１空気通路４７の空気は、第１燃料液膜化通路４６の外周に沿って流れ、その下流端に設けられたスワーラ５０を通過して旋回流となる。而して、ノズルチップ５３において、内側に位置する第１燃料液膜化通路４６の下流端から噴出する燃料および空気の混合気と、第１燃料液膜化通路４６の外周を囲む第１空気通路４７の下流端から噴出する空気とが出会い、第１空気通路４７から高圧で噴射される空気の圧力で第１燃料液膜化通路４６から噴出する燃料液膜が更に微粒化されて気相燃焼室２０に供給される。
【００２７】
拡散燃焼用の第１燃料ノズル４１は着火性や保炎性が優れているという特徴を持ち、混合気に速やかに着火する必要があるガスタービンエンジンＥの始動時や、炎が消え易い減速時に気相燃焼室２０に燃料を供給する。また拡散燃焼方式は予混合・予蒸発燃焼方式に比べてエミッション特性の点では若干不利である。しかしながら、第１燃料液膜化通路４６に供給される空気および燃料が、それぞれスワーラ４８および接線方向に開口する燃料噴出口５２…により予旋回が与えられて微粒化されるだけでなく、ノズルチップ５３において第１燃料液膜化通路４６から供給される燃料が第１空気通路４７から供給される高圧の空気と混合し、そのエアーブラスト作用により微粒化が促進されるため、拡散燃焼方式でありながらエミッション特性を充分に向上させることができる。
【００２８】
一方、予混合・予蒸発燃焼用の第２燃料ノズル４２はエミッション特性が優れているという特徴を持ち、ガスタービンエンジンＥの始動時や減速時を除く通常運転時に気相燃焼室２０に燃料を供給する。即ち、前室４４の空気は第２燃料ノズル４２のスワーラ５８を通過して旋回流となり、第２燃料液膜化通路５６に供給される。第２燃料通路５９から燃料噴出口６０…（図６参照）を経て第２燃料液膜化通路５６の中間部に供給された燃料は、接線方向に開口する前記燃料噴出口６０…により旋回流となり、同方向の旋回流である空気と混合して効果的に微粒化され、旋回流の遠心力により半径方向外側に付勢されて第２燃料液膜化通路５６の外周面に沿う燃料液膜が形成される。第２燃料液膜化通路５６の燃料液膜は、ノズルチップ６１から予混合・予蒸発室４３の上流端に噴出し、更に前室４４から第２空気通路５７に供給された高圧の空気はノズルチップ６１から前記燃料液膜の外周を囲むように噴出する。而して、エアーブラストノズルを構成するノズルチップ６１において、内側に位置する第２燃料液膜化通路５６の下流端から噴出する燃料および空気の混合気と、第２燃料液膜化通路５６の外周を囲む第２空気通路５７の下流端から噴出する空気とが出会い、第２空気通路５７の空気の圧力で第２燃料液膜化通路５６から噴出する燃料が更に微粒化されて予混合・予蒸発室４３に供給される。予混合・予蒸発室４３内の混合気はスワーラ６２を通過して旋回流となり、気相燃焼室２０に供給される。
【００２９】
第１燃料ノズル４１を囲むように設けられた第２燃料ノズル４２は必然的に大径になるため、燃料を微粒化する上で不利になるが、スワーラ５８により第２燃料液膜化通路５６を流れる空気に与えられるスワールを強めるとともに、該第２燃料液膜化通路５６を流れる空気の流速を高めることにより燃料の微粒化を促進している。図７は第２燃料液膜化通路５６のスワール数と燃料粒径との関係を示すグラフであって、本実施例ではスワーラ５８により発生するスワール数を充分に高めることにより、目標とする燃料粒径の最小値を大幅に下回る燃料粒径を確保している。図８は第２燃料液膜化通路５６の流れ方向に沿う流速分布を示すグラフであって、第２燃料液膜化通路５６の流路断面積を燃料噴出口６０…の位置からノズルチップ６１の位置に向けて漸減させることにより、ノズルチップ６１の位置において最大の流速が得られるようにしている。
【００３０】
而して、第２燃料液膜化通路５６の構造と、その下流端のエアーブラスト方式のノズルチップ６１との相乗効果により、第２燃料ノズル４２は大径でありながら優れた燃料の微粒化性能を発揮することができる。
【００３１】
また第２燃料液膜化通路５６からノズルチップ６１を経て噴出した混合気は予混合・予蒸発室４３の内部に旋回流を生成するが、一般に旋回流の中心部近傍では流れに淀みが発生するため逆火による自己着火現象が起こり易くなる。しかしながら、本実施例では、ノズルチップ６１において第２燃料液膜化通路５６の外周を覆うように第２空気通路５７が開口しており、しかも第２空気通路５７から予混合・予蒸発室４３の内部に供給される空気流はスワールを伴わないストレート流であるため、内側の混合気の旋回流を、外側の流速の大きい空気のストレート流で覆って該旋回流の中心部近傍での自己着火現象を回避することができる。更に予混合・予蒸発室４３の出口にスワーラ６２を配置したことにより、そのスワーラ６２で混合気の淀みを抑制して逆火による自己着火現象を回避することができる。
【００３２】
以上のように、着火性能および保炎性能に優れた拡散燃焼用の第１燃料ノズル４１と、エミッション特性に優れた予混合・予蒸発燃焼用の第２燃料ノズル４２とを併用しているので、着火性能および保炎性能、並びにエミッション特性を両立させることができる。
【００３３】
図１から明らかなように、回転軸８の中心を通るエンジンケーシング１の軸線Ｌに対して、コンプレッサホイール９、タービンホイール１０、伝熱型熱交換器１２、単缶型燃焼器１８を含む各部材が軸対称に配置されている。その結果、ガスタービンエンジンＥ内部の圧縮空気や燃焼ガスの流れが軸対称になって円周方向に均一化されるため、圧損が減少して出力の増加および燃費の低減が可能となる。また、ガスタービンエンジンＥ内部の温度分布も軸対称になって各部材の熱的な歪みが最小限に抑えられ、コンプレッサホイール９やタービンホイール１０のスムーズな回転が確保されるとともに、熱応力によるセラミック製部品の損傷等が効果的に防止される。更に、エンジンケーシング１や各ダクト類も軸対称化することができるので、それらを板金等の薄肉材料で製作することが可能となって軽量化が達成されるばかりか、ヒートマスの減少によって冷間始動時の熱損失を減少させて更なる燃費の低減が可能となる。
【００３４】
また、単缶型燃焼器１８の入口における空気密度の均一化や流速の均一化は燃焼ガス中の有害成分の低減に対して重要であるが、前記軸対称配置により単缶型燃焼器１８に流入する空気の流れを軸対称化することができる。更に、伝熱型熱交換器１２の圧縮空気入口１３および燃焼ガス入口１５における流速の均一化は熱交換効率の向上や圧損の低減を図る上で重要であるが、前記軸対称配置により伝熱型熱交換器１２に流入する圧縮空気や燃焼ガスの流れを軸対称化することができる。
【００３５】
更に、図３から明らかなように、単缶型燃焼器１８を構成する気相燃焼室２０、予混合・予蒸発室４３、第１燃料ノズル４１および第２燃料ノズル４２も軸線Ｌに対して軸対称に配置されているので、空気、燃料、混合気および燃焼ガスの流れが軸対称になって円周方向に均一化される。その結果、気相燃焼室２０に供給される混合気の空燃比が円周方向に均一になってエミッション特性が更に向上するだけでなく、単缶型燃焼器１８の各部の温度分布も軸対称になって熱的な歪みを最小限に抑えることができる。
【００３６】
以上、本発明の実施例を詳述したが、本発明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行うことが可能である。
【００３７】
【発明の効果】
以上のように、請求項１に記載された発明によれば、燃料ノズルの燃料液膜化通路が、そこを流れる空気を予旋回させるスワーラを備えるとともに、前記予旋回する空気の流れと同方向に燃料を噴射する燃料噴出口とを備えているので、燃料液膜化通路に供給された空気および燃料に強い予旋回流を発生させて燃料の微粒化を促進することができる。また燃料ノズルの燃料液膜化通路からノズルチップを経て予混合・予蒸発室に供給された燃料および空気の旋回流の半径方向外側を、燃料ノズルの空気通路からノズルチップを経て予混合・予蒸発室に供給された空気のストレート流で覆うので、前記旋回流の中心の淀み部分が気相燃焼室からの逆火で自己着火するのを確実に回避することができる。
【００３８】
また請求項２に記載された発明によれば、予混合・予蒸発室の下流端に設けたスワーラで混合気の淀みを抑制することにより、気相燃焼室から予混合・予蒸発室への逆火を防止して予混合・予蒸発室における混合気の自己着火を一層確実に防止することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】ガスタービンエンジンの縦断面図
【図２】図１の２−２線拡大断面図
【図３】ガスタービンエンジンの燃焼器の拡大縦断面図
【図４】図３の要部拡大図
【図５】図３の５−５線断面図
【図６】図３の６−６線断面図
【図７】第２燃料液膜化通路のスワール数と燃料粒径との関係を示すグラフ
【図８】第２燃料液膜化通路の流れ方向に沿う流速分布を示すグラフ
【符号の説明】
２０気相燃焼室
４２第２燃料ノズル（燃料ノズル）
４３予混合・予蒸発室
５６第２燃料液膜化通路（燃料液膜化通路）
５７第２空気通路（空気通路）
５８スワーラ
６０燃料噴出口
６１ノズルチップ
６２スワーラ[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a combustor for a gas turbine engine provided with a fuel nozzle for supplying fuel and air to a premixing / prevaporization chamber disposed upstream of a single can type gas phase combustion chamber.
[0002]
[Prior art]
Such a combustor for a gas turbine engine is already known from Japanese Patent Application Laid-Open No. 7-332671. This combustor for a gas turbine engine includes an annular premix / pre-evaporation chamber arranged so as to surround an axis, and a gas phase combustion chamber connected to the downstream side thereof, and the premix / pre-evaporation chamber A swirl flow is generated in the air and fuel supplied to the gas and supplied to the gas phase combustion chamber in a state of being atomized.
[0003]
[Problems to be solved by the invention]
By the way, in a gas turbine engine combustor equipped with a premix / pre-evaporation chamber upstream of the gas phase combustion chamber, the mixture in the premix / pre-evaporation chamber is self-ignited by backfire from the gas phase combustion chamber. In particular, in the central part of the premixing / pre-evaporation chamber, the swirling flow is stagnant and the flow velocity is reduced, so that a self-ignition phenomenon is likely to occur.
[0004]
The present invention has been made in view of the above circumstances, and in a combustor for a gas turbine engine having a premixing / pre-evaporation chamber, the self-ignition phenomenon caused by swirl of swirling flow in the premixing / pre-evaporation chamber is obviated. The purpose is to prevent.
[0005]
[Means for Solving the Problems]
In order to achieve the above object, the invention described in claim 1 includes a fuel nozzle for supplying fuel and air to a premixing / prevaporization chamber disposed upstream of a single can type gas phase combustion chamber. In the combustor for a gas turbine engine, the fuel nozzle is disposed radially inward to supply fuel and air to the premixing / prevaporization chamber, and an outer periphery of the fuel film forming passage An annular air passage that is disposed so as to surround the premixing / pre-evaporation chamber, and fuel supplied from the fuel liquid film passage and air supplied from the air passage are merged with the fuel. An air blast type nozzle tip for atomizing, and the fuel liquid film forming passage includes a swirler for pre-swirling the air flowing through the fuel liquid film forming passage, and a fuel in a tangential direction of the fuel liquid film forming passage. To inject the fuel A fuel jet outlet for swirling, and the radially outer side of the swirling flow of fuel and air supplied from the fuel liquid film passage to the premixing / pre-evaporation chamber via the nozzle tip from the air passage to the nozzle tip The self-ignition at the central portion of the swirling flow is suppressed by covering with a straight flow of air supplied to the premixing / prevaporization chamber through the above.
[0006]
According to the above configuration, the fuel liquefaction passage of the fuel nozzle includes the swirler that pre-swirls the air flowing therethrough, and the fuel ejection port that injects fuel in the same direction as the pre-swirl air flow. Therefore, it is possible to generate a strong pre-swirl flow in the air and fuel supplied to the fuel liquefaction passage to promote atomization of the fuel. In addition, the fuel and air swirling flow supplied to the premixing / pre-evaporating chamber from the fuel liquid film passage of the fuel nozzle through the nozzle tip is radially outside the premixing / preheating from the air passage of the fuel nozzle through the nozzle tip. Since it is covered with a straight flow of air supplied to the evaporation chamber, it is possible to reliably avoid self-ignition of the stagnation portion at the center of the swirl flow by backfire from the gas phase combustion chamber.
[0007]
According to a second aspect of the present invention, in addition to the configuration of the first aspect, a swirler is provided at the downstream end of the premixing / prevaporization chamber connected to the gas phase combustion chamber.
[0008]
According to the above-described configuration, the swirler provided at the downstream end of the premixing / pre-evaporation chamber suppresses the stagnation of the air-fuel mixture, thereby preventing backfire from the gas phase combustion chamber to the premixing / pre-evaporation chamber. Self-ignition of the air-fuel mixture in the mixing / pre-evaporation chamber can be prevented more reliably.
[0009]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Hereinafter, embodiments of the present invention will be described based on examples of the present invention shown in the accompanying drawings.
[0010]
1 to 8 show an embodiment of the present invention. FIG. 1 is a longitudinal sectional view of a gas turbine engine, FIG. 2 is an enlarged sectional view taken along line 2-2 of FIG. 1, and FIG. FIG. 4 is an enlarged view of a main part of FIG. 3, FIG. 5 is a sectional view taken along line 5-5 of FIG. 3, FIG. 6 is a sectional view taken along line 6-6 of FIG. FIG. 8 is a graph showing the flow velocity distribution along the flow direction of the second fuel liquefaction passage. The graph shows the relationship between the swirl number of the liquefaction passage and the fuel particle size.
[0011]
First, an outline of the structure of the gas turbine engine E will be described based on FIGS. 1 and 2.
[0012]
As shown in FIG. 1, the gas turbine engine E includes an engine casing 1 formed in a substantially cylindrical shape. A compressed air passage 4 is formed on the outer periphery of the engine casing 1, and an intake passage 5 connected to an air cleaner and a silencer (not shown) is connected to the upstream side of the compressed air passage 4.
[0013]
A centrifugal compressor wheel 9 and a centrifugal turbine wheel 10 are adjacently and coaxially fixed to a rotating shaft 8 that passes through the center of the intake passage 5 and is supported by a pair of bearings 6 and 7. Since the rear bearing 7 is disposed between the compressor wheel 9 and the turbine wheel 10, the rearward projecting amount of the turbine wheel 10 from the bearing 7 compared to the case where the bearing 7 is disposed in front of the compressor wheel 9. Can be reduced to reduce vibration. A plurality of compressor blades 9 ₁ ... Formed radially on the outer periphery of the compressor wheel 9 face the intake passage 5. A plurality of compressor diffusers 11 are disposed in the compressed air passage 4 located immediately downstream of the compressor blades 9 ₁ . ₁ is provided. A generator 2 driven by a turbine wheel 10 is provided at the front end of the rotating shaft 8.
[0014]
An annular heat transfer heat exchanger 12 is disposed at the rear end of the engine casing 1. The heat transfer type heat exchanger 12 includes a compressed air inlet 13 at a position near the outer periphery of the rear end, a compressed air outlet 14 at a position near the inner periphery of the front end, and a combustion gas inlet 15 at a position near the outer periphery of the front end. A combustion gas outlet 16 is provided at a position near the inner end.
[0015]
As is apparent from FIG. 2, the heat transfer type heat exchanger 12 has a large diameter cylindrical outer housing 28 and a small diameter cylindrical inner housing 29 joined together by a heat transfer plate 30 formed by bending a metal plate into a zigzag shape. Thus, the compressed air flow paths 31 and the combustion gas flow paths 32 are alternately formed with the heat transfer plate 30 interposed therebetween.
[0016]
As shown in FIG. 1, by compressing relatively low-temperature compressed air indicated by a solid line and relatively high-temperature combustion gas indicated by a broken line in opposite directions, compression is performed over the front length of the flow path. A large temperature difference between the air and the combustion gas can be maintained, and the heat exchange efficiency can be improved.
[0017]
The single can combustor 18 includes a premixing unit 19 disposed on the upstream side and a gas phase combustion chamber 20 disposed on the downstream side. The compressed air outlet 14 of the heat transfer type heat exchanger 12 and the premixing unit 19 are connected by a compressed air passage 21. In the upstream portion of the combustion gas passage 24 connecting the gas phase combustion chamber 20 and the combustion gas inlet 15 of the heat transfer type heat exchanger 12, a plurality of turbine blades 10 ₁ formed radially on the outer periphery of the turbine wheel 10. Further, a heat shield plate 25 and a turbine nozzle 26 ₁ ... For guiding the combustion gas from the gas phase combustion chamber 20 are provided further upstream.
[0018]
Next, the structure of the premixing unit 19 will be described in more detail with reference to FIGS.
[0019]
The premixing portion 19 has a substantially axisymmetric structure around the axis L of the engine casing 1 (see FIG. 1), and includes a first fuel nozzle 41 located on the axis L, and the first fuel nozzle. A second fuel nozzle 42 disposed so as to surround the outer periphery of the upstream side (right side in the figure) of 41, and a premixing / pre-evaporation chamber 43 formed in an annular shape so as to surround the outer periphery of the first fuel nozzle 41; Is provided. An annular front chamber 44 is formed on the outer periphery on the upstream side of the premixing section 19, and this front chamber 44 communicates with the compressed air passage 21 through a plurality of air introduction ports 45.
[0020]
The first fuel nozzle 41 has a double pipe structure, and the first fuel liquid film passage 46 passes through the center thereof. The first air passage 47 formed so as to surround the outer periphery of the first fuel liquefied passage 46 is curved with its upstream end curved outward in the radial direction and communicated with the front chamber 44, and its intermediate portion is a swirler 48. And a swirler 50 is provided at the downstream end of the first fuel liquefaction passage 46. A first fuel passage 51 is formed in the first fuel nozzle 41, and a plurality of fuel jets 52 formed on the inner periphery of an annular groove 54 connected to the downstream end of the first fuel passage 41 are formed in the first fuel liquid film passage. 46 opens upstream of 46 and directly downstream of the swirler 48. The fuel jets 52... Open in a tangential direction to the first fuel liquid film passage 46 (see FIG. 5). Thus, the first fuel liquid film passage 46 and the first air passage 47 are opened at the downstream end of the first fuel nozzle 41 facing the gas phase combustion chamber 20 and are located on the axis L. An air blast type nozzle tip 53 is configured by surrounding the outer periphery of the opening of the fuel liquid film passage 46 with the annular opening of the first air passage 47.
[0021]
The upstream end of the premixing / prevaporization chamber 43 and the front chamber 44 are connected by a second fuel liquid film passage 56 and a second air passage 57. A swirler 58 is provided at the upstream end of the second fuel liquefaction passage 56, and a plurality of fuel jets 60... Formed at the inner periphery of the annular groove 55 connected to the second fuel passage 59 are opened in the middle. To do. The fuel jets 60 are opened tangentially to the second fuel liquid film passage 56 (see FIG. 6). The downstream end of the second fuel liquefaction passage 56 facing the upstream end of the premixing / pre-evaporation chamber 43 is annularly opened, and the downstream end of the second air passage 57 is annularly opened so as to surround the outer periphery thereof. Thus, an air blast type nozzle tip 61 is formed. A swirler 62 is provided at the downstream end of the premixing / prevaporization chamber 43 facing the vapor phase combustion chamber 20 so as to surround the outer periphery of the nozzle tip 53 of the first fuel nozzle 41.
[0022]
In order to ignite the air-fuel mixture when the gas turbine engine E is started, a spark plug 63 made of a ceramic heater passes through the second fuel nozzle 42 and extends in parallel with the first fuel nozzle nozzle 41, and the tip thereof is the first fuel. It faces the vicinity of the nozzle tip 53 of the nozzle 41.
[0023]
Next, the operation of the embodiment of the present invention will be described.
[0024]
In FIG. 1, the air sucked from the intake passage 5 and compressed by the compressor wheel 9 is sent to the heat transfer type heat exchanger 12 through the compressed air passage 4 where heat is exchanged with the high-temperature combustion gas. Is heated by. The compressed air that has passed through the heat transfer type heat exchanger 12 passes through the compressed air passage 21 and reaches the premixing portion 19 of the single can type fuel unit 18 where it is mixed with fuel. The air-fuel mixture flowing from the premixing section 19 into the gas phase combustion chamber 20 of the single can combustor 18 undergoes gas phase combustion, and the generated combustion gas drives the turbine wheel 10 while passing through the combustion gas passage 24. The combustion gas further passes through the heat transfer type heat exchanger 12 and exchanges heat with air, and then is discharged from the engine casing 1. When the turbine wheel 10 rotates in this manner, the rotational torque is transmitted to the compressor wheel 9 and the generator 2 via the rotating shaft 8.
[0025]
Next, the operation in the premixing unit 19 will be described with reference to FIGS. 3 and 4.
[0026]
The air supplied from the compressed air passage 21 through the front chamber 44 to the first air passage 47 of the first fuel nozzle 41 is supplied to the upstream end of the first fuel liquefaction passage 46 and passes through the swirler 48 at that time. It becomes a swirl flow. The fuel supplied from the first fuel passage 51 to the upstream end of the first fuel liquefaction passage 46 of the first fuel nozzle 41 through the fuel jets 52 (see FIG. 5) is tangentially opened. A swirling flow is produced by the exit 52. Then, it is atomized by mixing with air that is a swirling flow in the same direction, and is urged radially outward by the centrifugal force of the swirling flow to form a fuel liquid film along the outer peripheral surface of the first fuel liquid film passage 46. The On the other hand, the air in the first air passage 47 flows along the outer periphery of the first fuel liquefaction passage 46 and passes through the swirler 50 provided at the downstream end thereof to become a swirling flow. Thus, in the nozzle chip 53, the mixture of fuel and air ejected from the downstream end of the first fuel liquefaction passage 46 positioned inside, and the first air surrounding the outer periphery of the first fuel liquefaction passage 46 The air ejected from the downstream end of the passage 47 meets, and the fuel liquid film ejected from the first fuel liquid film passage 46 is further atomized by the pressure of the air ejected from the first air passage 47 at a high pressure. It is supplied to the combustion chamber 20.
[0027]
The first fuel nozzle 41 for diffusion combustion has a feature of excellent ignitability and flame holding properties, and at the time of starting the gas turbine engine E where the air-fuel mixture needs to be ignited quickly, or at the time of deceleration where the flame tends to disappear. Fuel is supplied to the gas phase combustion chamber 20. The diffusion combustion method is slightly disadvantageous in terms of emission characteristics compared to the premixed / prevaporized combustion method. However, the air and fuel supplied to the first fuel liquefaction passage 46 are not only atomized by the swirler 48 and the fuel jets 52. In 53, the fuel supplied from the first fuel liquefaction passage 46 is mixed with the high-pressure air supplied from the first air passage 47, and atomization is promoted by the air blasting action. However, the emission characteristics can be sufficiently improved.
[0028]
On the other hand, the second fuel nozzle 42 for premixing / pre-evaporation combustion has a feature of excellent emission characteristics, and fuel is supplied to the gas phase combustion chamber 20 during normal operation except when the gas turbine engine E is started or decelerated. Supply. That is, the air in the front chamber 44 passes through the swirler 58 of the second fuel nozzle 42 to become a swirling flow, and is supplied to the second fuel liquid film passage 56. The fuel supplied from the second fuel passage 59 to the intermediate portion of the second fuel liquefaction passage 56 through the fuel jets 60 (see FIG. 6) is swirled by the fuel jets 60 opened in the tangential direction. The fuel liquid is effectively atomized by mixing with air that is a swirling flow in the same direction, and is urged radially outward by the centrifugal force of the swirling flow to follow the outer peripheral surface of the second fuel liquid film passage 56. A film is formed. The fuel liquid film in the second fuel liquid film passage 56 is ejected from the nozzle tip 61 to the upstream end of the premixing / prevaporization chamber 43, and the high-pressure air supplied from the front chamber 44 to the second air passage 57 is From the nozzle tip 61, it ejects so that the outer periphery of the said fuel liquid film may be enclosed. Thus, in the nozzle tip 61 constituting the air blast nozzle, the mixture of fuel and air ejected from the downstream end of the second fuel liquefied passage 56 located inside, and the second fuel liquefied passage 56 The air ejected from the downstream end of the second air passage 57 that surrounds the outer periphery meets the fuel, and the fuel ejected from the second fuel liquefaction passage 56 is further atomized by the pressure of the air in the second air passage 57 so that it is premixed. It is supplied to the pre-evaporation chamber 43. The air-fuel mixture in the premixing / prevaporization chamber 43 passes through the swirler 62 to become a swirling flow and is supplied to the gas phase combustion chamber 20.
[0029]
The second fuel nozzle 42 provided so as to surround the first fuel nozzle 41 inevitably has a large diameter, which is disadvantageous for atomizing the fuel, but the second fuel liquid film passage 56 is provided by the swirler 58. The swirl applied to the air flowing through the air is strengthened, and the flow velocity of the air flowing through the second fuel liquefaction passage 56 is increased to promote atomization of the fuel. FIG. 7 is a graph showing the relationship between the swirl number of the second fuel liquefaction passage 56 and the fuel particle size. In this embodiment, the target fuel is increased by sufficiently increasing the swirl number generated by the swirler 58. The fuel particle size is significantly below the minimum particle size. FIG. 8 is a graph showing the flow velocity distribution along the flow direction of the second fuel liquefied passage 56, and the flow passage cross-sectional area of the second fuel liquefied passage 56 is changed from the position of the fuel outlet 60 to the nozzle tip 61. The maximum flow velocity is obtained at the position of the nozzle tip 61 by gradually decreasing it toward the position.
[0030]
Thus, due to the synergistic effect of the structure of the second fuel liquefaction passage 56 and the air blast type nozzle tip 61 at the downstream end, the second fuel nozzle 42 has a large diameter and excellent fuel atomization. Performance can be demonstrated.
[0031]
In addition, the air-fuel mixture ejected from the second fuel liquefaction passage 56 through the nozzle tip 61 generates a swirling flow inside the premixing / pre-evaporating chamber 43, but generally stagnation occurs in the vicinity of the center of the swirling flow. Therefore, the self-ignition phenomenon due to flashback is likely to occur. However, in this embodiment, the second air passage 57 is opened in the nozzle tip 61 so as to cover the outer periphery of the second fuel film forming passage 56, and the premixing / pre-evaporation chamber 43 extends from the second air passage 57. Since the air flow supplied to the inside of the air flow is a straight flow without swirl, the inner swirling flow of the air-fuel mixture is covered with the outer straight air flow having a large flow velocity, and the self-flow around the center of the swirling flow is covered. Ignition phenomenon can be avoided. Further, by arranging the swirler 62 at the outlet of the premixing / prevaporization chamber 43, the swirler 62 can suppress the stagnation of the air-fuel mixture and avoid the self-ignition phenomenon due to backfire.
[0032]
As described above, the first fuel nozzle 41 for diffusion combustion having excellent ignition performance and flame holding performance and the second fuel nozzle 42 for premixing / pre-evaporation combustion having excellent emission characteristics are used in combination. In addition, it is possible to achieve both ignition performance and flame holding performance, and emission characteristics.
[0033]
As apparent from FIG. 1, each of the compressor wheel 9, the turbine wheel 10, the heat transfer type heat exchanger 12, and the single can type combustor 18 with respect to the axis L of the engine casing 1 passing through the center of the rotating shaft 8. The members are arranged axisymmetrically. As a result, the flow of compressed air and combustion gas inside the gas turbine engine E is axisymmetrical and uniform in the circumferential direction, so that pressure loss is reduced, and output can be increased and fuel consumption can be reduced. In addition, the temperature distribution inside the gas turbine engine E is also axisymmetric, so that thermal distortion of each member is minimized, smooth rotation of the compressor wheel 9 and the turbine wheel 10 is ensured, and due to thermal stress. Damage to the ceramic parts is effectively prevented. In addition, since the engine casing 1 and the ducts can be axisymmetrical, they can be made of a thin material such as a sheet metal, and the weight can be reduced. The fuel loss can be further reduced by reducing the heat loss at the start.
[0034]
Further, uniform air density and uniform flow velocity at the inlet of the single can combustor 18 are important for reducing harmful components in the combustion gas. The inflowing air flow can be axisymmetrical. Furthermore, uniformizing the flow velocity at the compressed air inlet 13 and the combustion gas inlet 15 of the heat transfer type heat exchanger 12 is important for improving the heat exchange efficiency and reducing the pressure loss. The flow of compressed air and combustion gas flowing into the mold heat exchanger 12 can be axisymmetrical.
[0035]
Further, as is apparent from FIG. 3, the gas phase combustion chamber 20, the premixing / prevaporization chamber 43, the first fuel nozzle 41 and the second fuel nozzle 42 constituting the single can combustor 18 are also relative to the axis L. Since they are arranged symmetrically, the flow of air, fuel, air-fuel mixture and combustion gas becomes axially symmetric and is made uniform in the circumferential direction. As a result, not only the air-fuel ratio of the air-fuel mixture supplied to the gas phase combustion chamber 20 becomes uniform in the circumferential direction to further improve the emission characteristics, but also the temperature distribution of each part of the single can combustor 18 is axisymmetric. Therefore, thermal distortion can be minimized.
[0036]
As mentioned above, although the Example of this invention was explained in full detail, this invention can perform a various design change in the range which does not deviate from the summary.
[0037]
【The invention's effect】
As described above, according to the first aspect of the present invention, the fuel film passage of the fuel nozzle includes the swirler that pre-swirls the air flowing therethrough and has the same direction as the flow of the pre-swirl air. Since the fuel injection port for injecting fuel is provided, it is possible to generate a strong pre-swirl flow in the air and fuel supplied to the fuel liquid film passage and promote atomization of the fuel. In addition, the fuel and air swirling flow supplied to the premixing / pre-evaporating chamber from the fuel liquid film passage of the fuel nozzle through the nozzle tip is radially outside the premixing / preheating from the air passage of the fuel nozzle through the nozzle tip. Since it is covered with a straight flow of air supplied to the evaporation chamber, it is possible to reliably avoid self-ignition of the stagnation portion at the center of the swirl flow by backfire from the gas phase combustion chamber.
[0038]
Further, according to the invention described in claim 2, by suppressing the stagnation of the air-fuel mixture with the swirler provided at the downstream end of the premixing / prevaporization chamber, the gas phase combustion chamber can be transferred to the premixing / prevaporization chamber. Backfire can be prevented and self-ignition of the air-fuel mixture in the premixing / prevaporization chamber can be prevented more reliably.
[Brief description of the drawings]
1 is a longitudinal sectional view of a gas turbine engine. FIG. 2 is an enlarged sectional view taken along line 2-2 of FIG. 1. FIG. 3 is an enlarged longitudinal sectional view of a combustor of the gas turbine engine. 5 is a cross-sectional view taken along line 5-5 in FIG. 3. FIG. 6 is a cross-sectional view taken along line 6-6 in FIG. 3. FIG. 7 is a graph showing the relationship between the swirl number in the second fuel liquefaction passage and the fuel particle size. Graph [Fig. 8] Graph showing flow velocity distribution along the flow direction of the second fuel liquefaction passage [Explanation of symbols]
20 Gas phase combustion chamber 42 Second fuel nozzle (fuel nozzle)
43 Premixing / prevaporization chamber 56 Second fuel liquid film passage (fuel liquid film passage)
57 Second air passage (air passage)
58 Swirler 60 Fuel outlet 61 Nozzle tip 62 Swirler

Claims

In a combustor for a gas turbine engine including a fuel nozzle (42) for supplying fuel and air to a premixing / prevaporization chamber (43) arranged upstream of a single can type gas phase combustion chamber (20),
The fuel nozzle (42) is arranged on the radially inner side, and an annular fuel liquefaction passage (56) for supplying fuel and air to the premixing / pre-evaporation chamber (43), and a fuel liquefaction passage (46). ) And an annular air passage (57) for supplying air to the premixing / pre-evaporation chamber (43), and fuel and air supplied from the fuel liquid film passage (56). An air blast type nozzle tip (61) for atomizing fuel by merging with air supplied from the passage (57),
The fuel liquefaction passage (56) injects fuel in a tangential direction of the swirler (58) for pre-swirling the air flowing through the fuel liquefaction passage (56) and the fuel liquefaction passage (56). And a fuel jet outlet (60) for pre-turning the fuel,
From the air passage (57) to the nozzle, the radially outer side of the swirling flow of fuel and air supplied to the premixing / pre-evaporation chamber (43) from the fuel liquid passage (56) through the nozzle tip (61). Combustion for a gas turbine engine characterized by suppressing self-ignition in the central portion of the swirling flow by covering with a straight flow of air supplied to the premixing / prevaporization chamber (43) through the tip (61) vessel.

The combustor for a gas turbine engine according to claim 1, wherein a swirler (62) is provided at a downstream end of the premixing / prevaporization chamber (43) connected to the gas phase combustion chamber (20).