JP2001343123A - Combustor structure of gas turbine - Google Patents
Combustor structure of gas turbineInfo
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンの燃
焼器の構造に関するものである。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a structure of a combustor of a gas turbine.
【０００２】[0002]
【従来の技術】図２は、従来のガスタービン２００の断
面略図である。図２においてガスタービン２００は、燃
焼器９０の上端に燃料噴射弁９８を備えており、燃料噴
射弁９８から燃焼器９０内に燃料が噴射される。FIG. 2 is a schematic sectional view of a conventional gas turbine 200. As shown in FIG. In FIG. 2, the gas turbine 200 includes a fuel injection valve 98 at an upper end of a combustor 90, and fuel is injected into the combustor 90 from the fuel injection valve 98.
【０００３】また、燃焼器９０と外筒９９とで仕切られ
た環状の空気通路９７には図示しないコンプレッサから
圧縮空気が供給されている。燃焼器９０にはプライマリ
ポート９５とダイリューションポート９６とがそれぞれ
設けてあり、空気通路９７の圧縮空気は、プライマリポ
ート９５及びダイリューションポート９６から燃焼器９
０内へ入る。[0003] Compressed air is supplied from a compressor (not shown) to an annular air passage 97 partitioned by a combustor 90 and an outer cylinder 99. The combustor 90 is provided with a primary port 95 and a dilution port 96, respectively, and the compressed air in the air passage 97 is supplied from the primary port 95 and the dilution port 96 to the combustor 9.
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【０００４】プライマリポート９５から燃焼器９０内に
流入する圧縮空気は、燃料噴射弁９８から噴射された燃
料の燃焼に寄与し、ダイリューションポート９６から燃
焼器９０内に流入する圧縮空気は、燃焼ガスの希釈に寄
与する。希釈され温度が低下した燃焼ガスは、燃焼器９
０からスクロール９１へ送られ、スクロール９１からノ
ズル９２を介してタービン９３へ噴射されタービン９３
を駆動させる。[0004] The compressed air flowing into the combustor 90 from the primary port 95 contributes to the combustion of the fuel injected from the fuel injection valve 98, and the compressed air flowing into the combustor 90 from the dilution port 96 is Contributes to combustion gas dilution. The diluted combustion gas whose temperature has decreased is supplied to the combustor 9.
0 is sent to the scroll 91, and is injected from the scroll 91 to the turbine 93 through the nozzle 92,
Drive.
【０００５】[0005]
【発明が解決しようとする課題】タービン９３の回転軸
９４に直角方向に伸びる燃焼器９０の長さ（全長Ｌ1）
が長いと、ガスタービン２００全体の寸法が大きくなる
が、従来からガスタービン２００の小型化を図ることが
要望されていた。よって本発明の課題は、ガスタービン
２００の小型化を図ることができるガスタービンの燃焼
器構造を提供することである。The length (total length L 1 ) of the combustor 90 extending in a direction perpendicular to the rotating shaft 94 of the turbine 93.
If the length of the gas turbine 200 is long, the overall size of the gas turbine 200 increases, but it has been conventionally required to reduce the size of the gas turbine 200. Therefore, an object of the present invention is to provide a combustor structure of a gas turbine that can reduce the size of the gas turbine 200.
【０００６】[0006]
【課題を解決するための手段】上記課題を解決するため
に本発明では、燃焼器内で生成された燃焼ガスの温度を
低下させるために前記燃焼器の下流側に接続したスクロ
ール内に空気を供給する空気孔を設けることにより、前
記燃焼器の全長を短縮するようにした。According to the present invention, in order to reduce the temperature of combustion gas generated in a combustor, air is supplied into a scroll connected downstream of the combustor. By providing a supply air hole, the overall length of the combustor is reduced.
【０００７】[0007]
【発明の実施の形態】図１は、本発明によるガスタービ
ン１００の断面略図である。図１においてガスタービン
１００には、一端に燃料噴射弁９を備えかつ他端にはス
クロール２が接続された筒状の燃焼器１が設けてある。FIG. 1 is a schematic sectional view of a gas turbine 100 according to the present invention. 1, a gas turbine 100 is provided with a cylindrical combustor 1 having a fuel injection valve 9 at one end and a scroll 2 at the other end.
【０００８】燃焼器１には燃料の燃焼に寄与する空気を
流入させる空気孔としてプライマリポート６が設けてあ
る。また、スクロール２には燃焼ガスの温度を下げるた
めに希釈用の空気を流入させる空気孔としてダイリュー
ションポート７が設けてある。燃焼器１の周囲には外筒
１０が設けてあり、外筒１０と燃焼器１の間には環状の
空気通路８が形成されている。これら外筒１０，燃焼器
１（スクロール２）は、それぞれハウジング構成部材１
１，１２にボルトで固定されている。[0008] The combustor 1 is provided with a primary port 6 as an air hole through which air contributing to the combustion of fuel flows. Further, the scroll 2 is provided with a dilution port 7 as an air hole through which air for dilution flows to lower the temperature of the combustion gas. An outer cylinder 10 is provided around the combustor 1, and an annular air passage 8 is formed between the outer cylinder 10 and the combustor 1. The outer cylinder 10 and the combustor 1 (scroll 2) are respectively composed of the housing component 1
It is fixed to 1 and 12 with bolts.
【０００９】空気通路８には図示しないコンプレッサか
ら圧縮空気が供給されている。空気通路８における空気
圧は、燃焼ガスが生成された燃焼器１内及びスクロール
２内の圧力よりも４％程度高圧になっている。圧縮空気
はプライマリポート６から燃焼器１内に流入し、燃焼噴
射弁９から噴射された燃料の燃焼に寄与する。Compressed air is supplied to the air passage 8 from a compressor (not shown). The air pressure in the air passage 8 is about 4% higher than the pressure in the combustor 1 and the scroll 2 in which the combustion gas is generated. The compressed air flows into the combustor 1 from the primary port 6 and contributes to the combustion of the fuel injected from the combustion injection valve 9.
【００１０】また、圧縮空気はダイリューションポート
７からスクロール２内に流入し、燃焼器１内で生成され
た高温の燃焼ガスを希釈して燃焼ガスの温度を低下させ
る。このスクロール２内の燃焼ガスは、ノズル３からタ
ービン４へ向けて噴射され、タービン４を駆動する。The compressed air flows into the scroll 2 from the dilution port 7 and dilutes the high-temperature combustion gas generated in the combustor 1 to lower the temperature of the combustion gas. The combustion gas in the scroll 2 is injected from the nozzle 3 toward the turbine 4 to drive the turbine 4.
【００１１】図１において、タービン４の回転軸５から
スクロール２の外周端までの長さをＬ3とする。また、
燃焼器１の全長をＬ1とする。図１と図２（従来のガス
タービン２００）とを比較すると長さＬ3は同じである
が、図１の本発明によるガスタービン１００の燃焼器１
の全長Ｌ1は、図２の燃焼器９０の全長Ｌ2よりもダイリ
ューションポート７をスクロール２に設けた分だけ短く
なっている。In FIG. 1, the length from the rotating shaft 5 of the turbine 4 to the outer peripheral end of the scroll 2 is represented by L 3 . Also,
The total length of the combustor 1 and L 1. Figures 1 and 2 but is the length L 3 compare the (conventional gas turbine 200) and the same, the combustor 1 of a gas turbine 100 according to the present invention of FIG. 1
Overall length L 1 of is shorter by the amount in which a dilution ports 7 into the scroll 2 than the overall length L 2 of the combustor 90 of FIG.
【００１２】[0012]
【発明の効果】本発明では、燃焼ガスを希釈するための
空気を取り入れるダイリューションポート７（空気孔）
をスクロール２に設けるようにしたので、従来のガスタ
ービン２００（図２）と比較して本発明によるガスター
ビン１００（図１）は、燃焼器１の長さを短縮すること
ができる。したがって、本発明のガスタービン１００は
従来のガスタービン２００よりも小型化を図ることがで
き、製造コストを低減することができる。According to the present invention, the dilution port 7 (air hole) for taking in air for diluting the combustion gas is provided.
Is provided in the scroll 2, the gas turbine 100 (FIG. 1) according to the present invention can reduce the length of the combustor 1 as compared with the conventional gas turbine 200 (FIG. 2). Therefore, the gas turbine 100 of the present invention can be made smaller than the conventional gas turbine 200, and the manufacturing cost can be reduced.
【図１】 本発明のガスタービンの断面略図である。FIG. 1 is a schematic sectional view of a gas turbine of the present invention.
【図２】 従来のガスタービンの断面略図である。FIG. 2 is a schematic sectional view of a conventional gas turbine.
１ 燃焼器 ２ スクロール ３ ノズル ４ タービン ５ 回転軸 ６ プライマリポート ７ ダイリューションポート（空気孔） ８ 空気通路 ９ 燃料噴射弁 １０ 外筒 Ｌ1 全長DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Combustor 2 Scroll 3 Nozzle 4 Turbine 5 Rotating shaft 6 Primary port 7 Dilution port (air hole) 8 Air passage 9 Fuel injection valve 10 Outer cylinder L 1 Full length
Claims (1)
低下させるために前記燃焼器の下流側に接続したスクロ
ール内に空気を供給する空気孔を設けることにより、前
記燃焼器の全長を短縮したことを特徴とするガスタービ
ンの燃焼器構造。1. An air hole for supplying air to a scroll connected downstream of the combustor to reduce the temperature of combustion gas generated in the combustor, thereby reducing the overall length of the combustor. A combustor structure for a gas turbine, which has been shortened.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000164399A JP2001343123A (en) | 2000-06-01 | 2000-06-01 | Combustor structure of gas turbine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000164399A JP2001343123A (en) | 2000-06-01 | 2000-06-01 | Combustor structure of gas turbine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001343123A true JP2001343123A (en) | 2001-12-14 |
Family
ID=18668023
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000164399A Pending JP2001343123A (en) | 2000-06-01 | 2000-06-01 | Combustor structure of gas turbine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2001343123A (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7007475B2 (en) * | 2003-03-11 | 2006-03-07 | Honeywell International, Inc. | Conical helical of spiral combustor scroll device in gas turbine engine |
-
2000
- 2000-06-01 JP JP2000164399A patent/JP2001343123A/en active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7007475B2 (en) * | 2003-03-11 | 2006-03-07 | Honeywell International, Inc. | Conical helical of spiral combustor scroll device in gas turbine engine |
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