JP3905738B2

JP3905738B2 - Fuel injection valve and combustor with fuel injection valve

Info

Publication number: JP3905738B2
Application number: JP2001324020A
Authority: JP
Inventors: 友美中江
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2001-10-22
Filing date: 2001-10-22
Publication date: 2007-04-18
Anticipated expiration: 2021-10-22
Also published as: JP2003130353A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はポンプで加圧された高圧の燃料を旋回させて燃焼室内に噴射し、燃焼させてガスタービンを駆動させる高温、高圧の燃焼ガスを発生させるための渦巻式の燃料噴射弁および当該燃料噴射弁を設けた燃焼器に関する。
【０００２】
【従来の技術】
１台以上の圧縮機、作動流体を加熱する装置、１台以上のタービン制御装置及び必要に応じて設置される熱交換器、その他の補機から構成され、作動流体を圧縮、加熱し、連続的に膨張させ、その保有する熱エネルギでタービンを回転させ、機械的エネルギを取り出すようにしたガスタービンは、従来から船舶を含む地上用又は航空用等の広い分野に使用されている。
【０００３】
図４は、このようなガスタービンにおいて、作動流体を加熱して高温、高圧の燃焼ガスを発生させる装置として使用されている、燃焼室の概要を示す部分縦断面図である。
図において、１はタービン軸軸心１１まわりに円環状にして配設され、作動流体としての空気を外気から取り入れ、図示省略した圧縮機で圧縮した高圧空気を供給するための燃焼器プレディフューザ、２は燃焼器プレディフューザ１の後部に形成されたテーパ部後端にその先端が接続され、燃焼室３の外周を包囲して設けられた円環状の燃焼器ケース、３は円環状の燃焼器ケース２に円環状に設けられた環状型燃焼室又は円周方向に等ピッチに設けられた缶型燃焼室である。
【０００４】
また、４は燃焼室３の略中央に設けられ、燃料ダクト５を介して外部から供給される、図示省略したポンプで加圧された高圧の燃料を燃焼室３内に噴射する燃料噴射弁、６は各燃料噴射弁４の外周に配設され、燃焼器プレディフューザ１から取り入れた高圧の空気を導入して、燃料噴射弁４から噴射される燃料の外周縁に旋回流を発生させ、燃料噴射弁４から噴射される燃料を噴霧状にして混合させるスワラであり、前述した燃焼噴射弁４及び燃料ダクト５と共に燃焼器７を形成する。
【０００５】
また、８は燃焼器ケース２の中央部に設けられ、燃焼器７の後方に燃焼室３を形成するライナ、９はライナ８に開口し、燃焼器７に設けられた図示省略した着火装置により、空気の燃料との混合気体が着火されて旋回流となっている燃焼ガスの外周縁に、燃焼器プレディフューザ１から取り入れた高圧空気を吹き込み、燃焼ガスを希釈する希釈穴、１０は燃焼ガスによって高温化するライナ８を冷却するために、ライナ８に設けられた冷却穴である。
【０００６】
図５は図４に示した燃焼器７を構成する燃料噴射弁４の詳細を示す部分縦断面図である。
図において、４１は燃料噴射弁４の外周部に燃料噴射弁４の軸心と平行に穿設され、その後端が図３に示す燃料ダクト５と燃料供給ラインを介して連通されている燃料導入溝、４２は直径Ｄｓの円筒状の最大内径部が設けられ、最大内径部から後述する燃料噴孔４４の噴孔径Ｄｎまで漸減するテーパ部を設け、燃料噴射弁４の前方内部に画成された燃料渦巻室、４３は燃料渦巻室４２と燃料導入溝４１とを区画する隔壁の円周方向に等ピッチに２〜４個穿設され、燃料導入溝４１内に供給された燃料を最大内径部の略円周方向に加速して、燃料渦巻室４２に導入する燃料導入孔、４４は燃料噴射弁４の先端に穿設され、燃料渦巻室４２内で旋回しテーパ部で加速された燃料を燃焼室３内に噴射させる噴孔径Ｄｎにされた燃料噴孔である。
【０００７】
燃料噴射弁４は、このように構成され、図５に示すように燃料ダクト５から燃料導入溝４１に供給された燃料は、燃料導入孔４３を通過して燃料渦巻室４２に導かれ、燃料渦巻室４２において旋回流４５となり、燃料噴孔４４に導入され燃料噴孔４４を通過するとき遠心力により十分薄い液膜４６となった後、燃焼器７の前面に噴出される。
また、燃焼器７前面に噴出され燃料噴孔４４先端から噴出した薄い液膜４６の燃料は、燃料噴射弁４の外周に設けた、スワラ６を通過した高圧空気の旋回流によって寸断されて微粒化され、燃焼室３内に流入する。
【０００８】
このような、燃料噴射弁４においては、一般に燃料噴霧圧（＝燃料元圧−燃焼器内圧）と燃料流量には、数１に示す関係式が成立する。
【０００９】
【数１】

また、数１の燃料流量係数Ｃｄは、渦巻特性係数Ｋを使って数２によって求めることができる。
【００１０】
【数２】

なお、空洞係数Ｘは、燃料噴孔４４における燃料流れ内に生じる空洞径Ｄｖを噴孔径Ｄｎで除したものである。
また、渦巻特性係数Ｋは、燃料渦巻室４２の形状および燃料導入孔４３の形状から、数３によって求めることができる。
【００１１】
【数３】

以上の関係より導いた渦巻特性係数Ｋと燃料流量係数Ｃｄの関係は、図７に示すようになり、ひとたび、燃料渦巻室４２の形状、換言すれば燃料渦巻室４２に開口する燃料導入孔４３の総開口面積Ａｓ、燃料渦巻室４２の内径Ｄｓおよび燃料渦巻室４２の出口径である噴孔径Ｄｎが決まれば、数３により渦巻特性係数Ｋが決定され、これにより数２によって燃料流量係数Ｃｄが決定される。
このようにして決定された燃料流量係数Ｃｄを使って数１で計算することにより、図８に示すような燃料噴霧圧ΔＰと燃料流量Ｗｆの関係が決定される。
【００１２】
なお、数１から明らかなように、燃料噴霧圧ΔＰと燃料流量Ｗｆとの関係を示す式には、燃料噴孔４４の断面積Ａｎがファクタの一つとして入っているので、図８に示すものは、あくまで燃料噴孔４４のサイズを特定値に仮定したときのものであり、燃料噴孔４４のサイズが変化すれば、図８に示すものから変化するものである。
しかしながら、以下の説明においては、燃料噴霧圧ΔＰと燃料流量Ｗｆの関係が、図８に示すように一義的に決定されているものと仮定して説明を行うこととする。
【００１３】
まず、燃料噴霧圧ΔＰは燃料ポンプの仕様上３ＭＰａ程度におさめるのが望ましく、また、図６に示すように燃料噴孔４４の出口側に燃料の薄い液膜４６を形成し、燃料を微粒化して良好な噴霧を得ようとすると、燃料噴霧圧ΔＰは０．２ＭＰａ程度にすることが必要である。
即ち、燃料噴霧圧ΔＰを０．２ＭＰａ以下にすると、燃料噴孔４４の前面から噴射される燃料は、薄い膜を形成することなく噴射されるため微粒化が悪化し、燃料噴孔４４の前面の一部分に燃料だれ等の不具合を発生させる。
従って、この、燃料噴射弁４の燃料噴霧圧ΔＰは０．２〜３ＭＰａにする必要がある。
【００１４】
しかしながら、燃料噴霧圧ΔＰを０．２〜３ＭＰａに保持しようとすると、数１から明らかなように、燃料流量Ｗｆの２乗と燃料噴霧圧ΔＰが比例関係にあるので、燃料流量Ｗｆの範囲は、図８に示す燃料噴霧圧ΔＰと燃料流量Ｗｆの関係となる燃料噴射孔４４のサイズのもので、燃料噴霧圧ΔＰが３ＭＰａのときの燃料流量Ｗｆと燃料噴霧ΔＰが０．２ＭＰａのときの燃料流量Ｗｆとの比、即ち、燃料噴霧圧０．２〜３ＭＰａの範囲で燃焼室３に供給できる燃料流量比Ｗｆの最大／最小比であるターンダウン比は４となり、燃料流量Ｗｆの大きく変動させてガスタービンを広い作動範囲で作動させることが難しくなると云う不具合がある。
【００１５】
【発明が解決しようとする課題】
本発明は、燃料導入口の燃料渦巻室への総開口面積、燃料渦巻室の内径および燃料渦巻室の出口径（噴孔径）からなる燃料渦巻室の形状が一旦決まれば、燃料流量係数が一義的に決定され、この燃料流量係数と噴孔径によってガスタービンの作動範囲が決まってしまうために、ガスタービン作動範囲が広くできない従来のガスタービンの不具合を解消するために、燃料渦巻室の形状をガスタービンが必要とする作動範囲にわたり稼働できるように変化させて、ターンダウン比を大きくできる燃料噴射弁および当該燃料噴射弁を設けた燃焼器を提供することを課題とする。
【００１６】
【課題を解決するための手段】
このため、本発明の燃料噴射弁は次の手段とした。
【００１７】
（１）燃料供給ラインに連通され外周部に穿設された燃料導入溝、前記燃料導入溝に一端が連結された燃料導入孔、前記燃料導入孔の他端が開口し前記燃料導入溝からの燃料を前記燃料導入孔を経由して導入して旋回流を発生させる燃料渦巻室、及び前記燃料渦巻室に連結し前記燃料渦巻室内の燃料を燃焼器に噴射させる燃料噴孔を設けた燃料噴射弁において、前記燃料渦巻室内に連通させて内径の異なる段付燃料渦巻室が設けられるとともに、前記燃料導入溝及び燃料導入孔とは独立に設けられ、前記段付燃料渦巻室に燃料を供給する第２の燃料導入溝及び第２の燃料導入孔が設けられ、前記燃料導入溝又は前記第２の燃料導入溝の何れかに燃料を切替え供給する切替弁を具えるものとした。
なお、燃料渦巻室の前方若しくは後方に設ける段付燃料渦巻室は、単数又は複数設けるようにしても良いものである。
【００１８】
（ａ）本発明の燃料噴射弁は、上述の手段にすることにより、燃料導入溝に連結され燃料ダクトから供給される燃料を燃料噴射弁内に供給する供給ラインを、燃料渦巻室に燃料を供給するライン又は段付燃料渦巻室に燃料を供給するラインに切り替えることにより、内径の異なる渦巻室の内径の大きさに対応する個数通りの渦巻特性係数Ｋ、燃料流量係数Ｃｄで作動させることができ、燃料噴霧圧ΔＰの範囲を、燃料ポンプの仕様上好適な範囲の上限値から燃焼器内への燃料噴射に支障を生じない下限値の範囲にしても、燃料流量Ｗｆの最大値／最小値、所謂ターンダウン比を広くすることができ、ガスタービンを広い作動範囲で稼働させることができる。
【００１９】
また、本発明の燃焼器は次の手段とした。
【００２０】
（２）外部から燃料を供給する燃料ダクト、前記燃料ダクトを介して供給された燃料を噴射させる燃料噴射弁、及び前記燃料噴射弁から噴射された燃料に旋回流を発生させるため前記燃料噴射弁の外周にスワラを設けた燃焼器において、前記燃料噴射弁が上述（１）に記載の燃料噴射弁であるものとした。
【００２１】
（ｂ）本発明の燃焼器は、上述の手段にすることにより、上述（ａ）に加え、広いガスタービン作動範囲での燃料の微粒化向上による燃焼効率の改善を図ることができるとともに、ガスタービンを広い作動範囲で稼動させることができるにも関わらず、燃料噴射弁が一種類のもので良くなり、さらには、ガスタービンを広い作動範囲で稼働させるために、燃料ポンプを高圧仕様のものにする必要がなく、ガスタービンのコスト低減等を計れる。
【００２２】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の燃料噴射弁及び燃料噴射弁付燃焼器の実施の一形態を図面にもとづき説明する。
なお、図において図４、図５に示す部材と同一若しくは類似の部材には同一符号を付して説明は省略する。
図１は、本発明の燃料噴射弁の実施の第１形態を示す部分縦断面図、図２は図１に示す燃料噴射弁の燃料噴霧圧と燃料流量の関係を示す図、図３は図１に示す燃料噴射弁を設けた燃焼器を示す縦断面図である。
【００２３】
本実施の形態の燃料噴射弁１４は、従来の燃料噴射弁４に設けている内径Ｄｓの燃料渦巻室４２の後方である図の左側に、内径Ｄｔの段付渦巻室１４２を設けると共に、燃料導入溝４１の内周側に第２の燃料導入溝１４１を燃料導入溝４１と相互に干渉しないようにして平行に穿設している。
【００２４】
また、第２の燃料導入溝１４１と段付渦巻室１４２とを区画する隔壁には、燃料導入孔４３と同様に略円周方向に穿設され、第２の燃料導入溝１４１内に供給された燃料を円周方向に加速して、段付燃料渦巻室１４２内に旋回流を生じさせて導入する第２の燃料導入孔１４３を燃料導入孔４３と同様に周方向に２〜４個設けるようにしている。
さらに、燃料導入溝４１及び第２の燃料導入溝１４１は、それぞれ燃料供給ライン１６により図３に示す燃料ダクト５に連結され、燃料供給ライン１６に設けた切替弁１５の切替えによって燃料ダクト５から燃料噴射弁１４内に供給される燃料を燃料導入溝４１又は第２の燃料導入溝１４１の何れかに供給できるようにしている。
【００２５】
本実施の形態の燃料噴射弁１４は、このように燃料渦巻室４２に加えて、燃料渦巻室４２の後方に段付燃料渦巻室１４２を設けることにより、２通りの内径Ｄｓ、Ｄｔを有する渦巻室形状とすることができる。
すなわち、切替弁１５の切替えにより燃料供給ライン１６の切り替えを行うことにより、本実施の形態の燃料噴射弁１４は、２通りの渦巻特性係数Ｋ、流量係数Ｃｄで作動させることが可能である。
【００２６】
従って、このような燃料噴射弁１４においては、燃料流量Ｗｆと燃料噴霧圧ΔＰの関係も２通り存在し、図２に示すように燃料供給ライン１６の切り替えにより、同じ燃料噴霧圧ΔＰの範囲、前述したようにΔＰ＝０．２〜３ＭＰａの範囲に対して、ガスタービンはより広いターンダウン比の燃料流量Ｗｆの範囲で作動可能となる。
なお、上述した実施の形態では、従来の燃料渦巻室４２の後方に１個の段付燃料渦巻室１４２を設けるようにしたが、これは多段にわたって設けることもできるものである。
【００２７】
即ち、上述した段付燃料渦巻室１４２の外に、段付燃料渦巻室１４２の後方又は燃料渦巻室４２の前方のテーパ部に段付燃料渦巻室を設けて段数を増やすことにより、構造的には複雑になるが、ターンダウン比は上述した実施の形態のものに比較してより広くすることができ、これにより、ガスタービンをより広い燃料流量Ｗｆの範囲で稼働させることができる。
【００２８】
また、燃料導入溝４１又は第２の燃料導入溝１４１から燃料渦巻室４２又は段付燃料渦巻室１４２に燃料をそれぞれ導入する燃料導入孔４３又は第２の燃料導入孔１４３は、それぞれが開口している燃料渦巻室４２又は段付燃料渦巻室１４２の略円周方向に向けて開口させるようにしているが、開口の向き（開口角度）を変えたもの、例えば燃料渦巻室４２に複数設け、開口角度の異るものに切り換えて燃料を噴射させることにより、燃料渦巻室４２内に大又は小径の旋回流を発生させるようにすることもできるものである。
即ち、このようにすることにより燃料渦巻室を多段設けたときと同様に、ガスタービンをより広い燃料流量Ｗｆの範囲で稼働させることができ、作動範囲を広くすることができる。
【００２９】
次に、図３は上述した燃料噴射弁１４を燃焼器１７に設けたものである。
このように、燃焼器１７に燃料供給ライン１６の切り替えにより、最適な燃料噴霧圧ΔＰでガスタービンを作動させるにも拘わらず、ガスタービンに供給される燃料流量Ｗｆを広い範囲に変化させることができ、ガスタービンは広い作動範囲で稼働できるようになる。
また、広いガスタービン作動範囲での燃料の微粒化向上による燃焼効率の改善が図れると共に、ガスタービンを広い作動範囲のものにできるにも拘わらず、燃料噴射弁４が一種類のもので良くなることによりガスタービンのコスト低減等を図れるものにすることができる。
【００３０】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明の燃料噴射弁は、燃料供給ラインに連通され外周部に穿設された燃料導入溝、前記燃料導入溝に一端が連結された燃料導入孔、前記燃料導入孔の他端が開口し前記燃料導入溝からの燃料を前記燃料導入孔を経由して導入して旋回流を発生させる燃料渦巻室、及び前記燃料渦巻室に連結し前記燃料渦巻室内の燃料を燃焼器に噴射させる燃料噴孔を設けた燃料噴射弁において、前記燃料渦巻室内に連通させて内径の異なる段付燃料渦巻室が設けられるとともに、前記燃料導入溝及び燃料導入孔とは独立に設けられ、前記段付燃料渦巻室に燃料を供給する第２の燃料導入溝及び第２の燃料導入孔が設けられ、前記燃料導入溝又は前記第２の燃料導入溝の何れかに燃料を切替え供給する切替弁を具えるものとした。
【００３１】
これにより、燃料を燃料噴射弁内に供給する供給ラインを、燃料渦巻室又は段付燃料渦巻室に燃料を供給するラインにそれぞれ切り替えることにより、内径の異なる渦巻室の個数通りの渦巻特性係数Ｋ、燃料流量係数Ｃｄで燃料噴射弁を作動させることができ、燃料噴霧圧ΔＰの範囲を、燃料ポンプの仕様上好適な範囲から燃料噴射に支障を生じない下限値の範囲にしても、燃料流量Ｗｆのターンダウン比を広くすることができ、ガスタービンを広い作動範囲に稼働させることができる。
【００３２】
また、本発明の燃焼器は、外部から燃料を供給する燃料ダクト、前記燃料ダクトを介して供給された燃料を噴射させる燃料噴射弁、及び前記燃料噴射弁から噴射された燃料に旋回流を発生させるため前記燃料噴射弁の外周にスワラを設けた燃焼器において、上述した燃料噴射弁を採用するものにした。
【００３３】
これにより、広いガスタービン作動範囲での燃料の微粒化向上による燃焼効率の改善が図れ、また、ガスタービンを広い作動範囲の稼働させるにも関わらず、燃料噴射弁は一種類のもので良く、さらには、燃料ポンプを高圧仕様のものする必要がなく、ガスタービンのコスト低減等が図れる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の燃料噴射弁の実施の第１形態を示す部分縦断面図、
【図２】図１に示す燃料噴射弁の燃料噴霧圧と燃料流量の関係を示す図、
【図３】図１に示す燃料噴射弁を設けた本発明の燃焼器の実施の第１形態としての、ガスタービン燃焼室の部分縦断面図、
【図４】従来の燃焼器の備えたガスタービン燃焼室の部分縦断面図、
【図５】従来の燃料噴射弁を示す図で、図５（ａ）は部分縦断面図、図５（ｂ）は図５（ａ）の矢視Ａ−Ａにおける部分横断面図、
【図６】燃料噴射弁から燃焼器内に噴射される燃料の状態を示す縦断面図、
【図７】渦巻特性係数Ｋと流量係数Ｃｄとの関係を示す図、
【図８】特定サイズの噴射孔における燃料流量Ｗｆと燃料噴霧圧との関係を示す図である。
【符号の説明】
１燃焼器プレディフューザ
２燃焼器ケース
３燃焼室
４燃料噴射弁
４１燃料導入溝
４２燃料渦巻室
４３燃料導入孔
４４燃料噴孔
４５旋回流
４６液膜
５燃料ダクト
６スワラ
７燃焼器
８ライナ
９希釈穴
１０冷却穴
１１タービン軸心
１４燃料噴射弁
１４１第２の燃料導入溝
１４２段付燃料渦巻室
１４３第２の燃料導入孔
１５切替弁
１６燃料供給ライン
１７燃焼器
Ａｎ燃料噴孔（断）面積
Ａｓ燃料導入孔の総開口面積
Ｃｄ燃料流量係数
Ｄｎ噴孔径
Ｄｓ燃料渦巻室内径
Ｄｔ段付燃料渦巻室内径
Ｄｖ空洞径
Ｋ渦巻特性係数
ΔＰ燃料噴霧圧
Ｗｆ燃料流量
Ｘ空洞係数
ρ 燃料密度[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a swirl type fuel injection valve for generating high-temperature, high-pressure combustion gas for rotating and injecting high-pressure fuel pressurized by a pump into a combustion chamber and driving it to drive a gas turbine, and the fuel The present invention relates to a combustor provided with an injection valve.
[0002]
[Prior art]
Consists of one or more compressors, a device that heats the working fluid, one or more turbine control devices, a heat exchanger installed as needed, and other auxiliary equipment, compresses and heats the working fluid, and continuously 2. Description of the Related Art Conventionally, gas turbines that are expanded and rotated by thermal energy held therein to take out mechanical energy have been used in a wide range of fields such as ground and aviation including ships.
[0003]
FIG. 4 is a partial longitudinal sectional view showing an outline of a combustion chamber used as an apparatus for heating a working fluid and generating high-temperature and high-pressure combustion gas in such a gas turbine.
In the figure, reference numeral 1 denotes a combustor pre-diffuser which is arranged in an annular shape around a turbine shaft axis 11 and takes in air as working fluid from outside air and supplies high-pressure air compressed by a compressor not shown. Reference numeral 2 denotes an annular combustor case which is connected to the rear end of the tapered portion formed at the rear part of the combustor pre-diffuser 1 and surrounds the outer periphery of the

combustion chamber

3, and 3 is an annular combustor. An annular type combustion chamber provided in the case 2 in an annular shape or a can type combustion chamber provided at equal pitches in the circumferential direction.
[0004]
Reference numeral 4 denotes a fuel injection valve that is provided in the approximate center of the combustion chamber 3 and is supplied from the outside through the fuel duct 5 and injects high-pressure fuel pressurized by a pump (not shown) into the combustion chamber 3; 6 is disposed on the outer periphery of each fuel injection valve 4 and introduces high-pressure air taken from the combustor pre-diffuser 1 to generate a swirling flow at the outer peripheral edge of the fuel injected from the fuel injection valve 4. This is a swirler that mixes fuel injected from the injection valve 4 in a spray form, and forms the combustor 7 together with the combustion injection valve 4 and the fuel duct 5 described above.
[0005]
8 is a liner that forms the combustion chamber 3 behind the combustor 7 and 9 is open to the liner 8, and an ignition device (not shown) provided in the combustor 7 is provided at the center of the combustor case 2. A dilution hole for diluting the combustion gas by blowing high-pressure air taken from the combustor pre-diffuser 1 into the outer peripheral edge of the combustion gas that has been turned into a swirl flow when the mixed gas with the air fuel is ignited. This is a cooling hole provided in the liner 8 in order to cool the liner 8 whose temperature is increased by the above.
[0006]
FIG. 5 is a partial vertical sectional view showing details of the fuel injection valve 4 constituting the combustor 7 shown in FIG.
In the figure, reference numeral 41 denotes a fuel inlet which is formed in the outer peripheral portion of the fuel injection valve 4 in parallel with the axis of the fuel injection valve 4 and whose rear end communicates with the fuel duct 5 shown in FIG. 3 via a fuel supply line. The groove 42 is provided with a cylindrical maximum inner diameter portion having a diameter Ds, and is provided with a tapered portion that gradually decreases from the maximum inner diameter portion to an injection hole diameter Dn of a fuel injection hole 44 described later, and is defined inside the front of the fuel injection valve 4. Two or four fuel spiral chambers 43 are formed at equal pitches in the circumferential direction of the partition wall that partitions the fuel spiral chamber 42 and the fuel introduction groove 41, and the fuel supplied into the fuel introduction groove 41 has a maximum inner diameter. A fuel introduction hole 44, which accelerates in a substantially circumferential direction of the portion and is introduced into the fuel swirl chamber 42, is drilled at the tip of the fuel injection valve 4, swirls in the fuel swirl chamber 42, and is accelerated by the tapered portion. This is a fuel injection hole having an injection hole diameter Dn for injecting fuel into the combustion chamber 3.
[0007]
The fuel injection valve 4 is configured as described above, and as shown in FIG. 5, the fuel supplied from the fuel duct 5 to the fuel introduction groove 41 passes through the fuel introduction hole 43 and is guided to the fuel spiral chamber 42. In the swirl chamber 42, a swirl flow 45 is formed, and when it is introduced into the fuel injection hole 44 and passes through the fuel injection hole 44, it becomes a sufficiently thin liquid film 46 due to centrifugal force, and is then jetted to the front surface of the combustor 7.
Further, the fuel in the thin liquid film 46 ejected to the front of the combustor 7 and ejected from the front end of the fuel injection hole 44 is cut off by the swirling flow of the high-pressure air provided on the outer periphery of the fuel injection valve 4 and passing through the swirler 6. And flows into the combustion chamber 3.
[0008]
In such a fuel injection valve 4, the relational expression shown in Equation 1 is generally established for the fuel spray pressure (= fuel source pressure−combustor internal pressure) and the fuel flow rate.
[0009]
[Expression 1]

Further, the fuel flow coefficient Cd of Equation 1 can be obtained by Equation 2 using the spiral characteristic coefficient K.
[0010]
[Expression 2]

The cavity coefficient X is obtained by dividing the cavity diameter Dv generated in the fuel flow in the fuel injection hole 44 by the injection hole diameter Dn.
Further, the vortex characteristic coefficient K can be obtained from Equation 3 from the shape of the fuel vortex chamber 42 and the shape of the fuel introduction hole 43.
[0011]
[Equation 3]

The relationship between the vortex characteristic coefficient K and the fuel flow coefficient Cd derived from the above relationship is as shown in FIG. 7, and once the shape of the fuel vortex chamber 42, in other words, the fuel introduction hole 43 that opens into the fuel vortex chamber 42. If the total opening area As, the inner diameter Ds of the fuel swirl chamber 42, and the nozzle hole diameter Dn, which is the outlet diameter of the fuel swirl chamber 42, are determined, the swirl characteristic coefficient K is determined by equation (3). Is determined.
The relationship between the fuel spray pressure ΔP and the fuel flow rate Wf as shown in FIG. 8 is determined by calculating the equation 1 using the fuel flow rate coefficient Cd thus determined.
[0012]
As is clear from Equation 1, the equation showing the relationship between the fuel spray pressure ΔP and the fuel flow rate Wf includes the cross-sectional area An of the fuel injection hole 44 as one of the factors. The thing is a thing when the size of the fuel injection hole 44 is assumed to a specific value to the last, and if the size of the fuel injection hole 44 changes, it will change from what is shown in FIG.
However, in the following description, it is assumed that the relationship between the fuel spray pressure ΔP and the fuel flow rate Wf is uniquely determined as shown in FIG.
[0013]
First, it is desirable to keep the fuel spray pressure ΔP at about 3 MPa in view of the specifications of the fuel pump. Further, as shown in FIG. 6, a thin liquid film 46 of fuel is formed on the outlet side of the fuel injection hole 44 to atomize the fuel. In order to obtain a good spray, the fuel spray pressure ΔP needs to be about 0.2 MPa.
That is, when the fuel spray pressure ΔP is 0.2 MPa or less, the fuel injected from the front surface of the fuel injection hole 44 is injected without forming a thin film, so that the atomization is deteriorated. A problem such as fuel dripping occurs in a part of the fuel cell.
Therefore, the fuel spray pressure ΔP of the fuel injection valve 4 needs to be 0.2 to 3 MPa.
[0014]
However, if the fuel spray pressure ΔP is to be maintained at 0.2 to 3 MPa, the square of the fuel flow rate Wf and the fuel spray pressure ΔP are in a proportional relationship, as is clear from Equation 1, so the range of the fuel flow rate Wf is FIG. 8 shows the fuel injection hole 44 having a relationship between the fuel spray pressure ΔP and the fuel flow rate Wf, and the fuel flow rate Wf and the fuel spray ΔP when the fuel spray pressure ΔP is 3 MPa. The ratio to the fuel flow rate Wf, that is, the turndown ratio that is the maximum / minimum ratio of the fuel flow rate ratio Wf that can be supplied to the combustion chamber 3 within the range of the fuel spray pressure 0.2 to 3 MPa is 4, and the fuel flow rate Wf varies greatly. Therefore, there is a problem that it becomes difficult to operate the gas turbine in a wide operating range.
[0015]
[Problems to be solved by the invention]
In the present invention, once the shape of the fuel swirl chamber comprising the total opening area of the fuel introduction port to the fuel swirl chamber, the inner diameter of the fuel swirl chamber, and the outlet diameter (injection hole diameter) of the fuel swirl chamber is determined, the fuel flow coefficient is unambiguous. Since the operating range of the gas turbine is determined by the fuel flow coefficient and the nozzle hole diameter, the shape of the fuel swirl chamber is changed in order to eliminate the problems of the conventional gas turbine that cannot widen the operating range of the gas turbine. It is an object of the present invention to provide a fuel injection valve capable of increasing the turndown ratio by changing the gas turbine so that it can be operated over an operation range required, and a combustor provided with the fuel injection valve.
[0016]
[Means for Solving the Problems]
For this reason, the fuel injection valve of the present invention is the following means.
[0017]
(1) A fuel introduction groove communicated with a fuel supply line and formed in an outer peripheral portion, a fuel introduction hole connected at one end to the fuel introduction groove, and the other end of the fuel introduction hole is opened from the fuel introduction groove. Fuel injection provided with a fuel swirl chamber that introduces fuel through the fuel introduction hole to generate a swirl flow , and a fuel injection hole that is connected to the fuel swirl chamber and injects fuel in the fuel swirl chamber into a combustor in the valve, the fuel swirl chamber communicates different stepped fuel swirl chamber inner diameter provided within Rutotomoni and provided independently from the fuel introduction groove and the fuel introduction hole, the fuel in the fuel swirl chamber with the step second fuel introduction groove and the second fuel introduction holes for supplying the set only been, was shall comprise a switching valve for supplying switching the fuel to one of said fuel introducing grooves or the second fuel introduction groove .
Note that one or more stepped fuel swirl chambers may be provided in front of or behind the fuel swirl chamber.
[0018]
(A) In the fuel injection valve of the present invention, by using the above-described means, a fuel supply line is connected to the fuel introduction groove and supplies fuel supplied from the fuel duct into the fuel injection valve. By switching to a supply line or a line for supplying fuel to the stepped fuel swirl chamber, operation can be performed with a number of swirl characteristic coefficients K and fuel flow coefficients Cd corresponding to the sizes of the swirl chambers having different inner diameters. Even if the range of the fuel spray pressure ΔP is changed from the upper limit value in the range suitable for the specifications of the fuel pump to the lower limit value that does not interfere with the fuel injection into the combustor, the maximum value / minimum value of the fuel flow rate Wf The value, the so-called turndown ratio, can be increased and the gas turbine can be operated in a wide operating range.
[0019]
Moreover, the combustor of the present invention was the following means.
[0020]
(2) fuel duct for supplying fuel from outside the fuel injection valve for injecting the fuel supplied through the fuel duct, and because the fuel injection to generate a swirling flow to the fuel injected from the fuel injection valve in a combustor having a swirler on the outer periphery of the valve, the fuel injection valve has a fuel injection valve der shall according to the above (1).
[0021]
(B) By adopting the above-described means, the combustor of the present invention can improve the combustion efficiency by improving the atomization of fuel in a wide gas turbine operation range in addition to the above-mentioned (a), and the gas Despite the fact that the turbine can be operated in a wide operating range, only one type of fuel injection valve is required.Furthermore, in order to operate the gas turbine in a wide operating range, the fuel pump has a high-pressure specification. Therefore, it is possible to reduce the cost of the gas turbine.
[0022]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Hereinafter, an embodiment of a fuel injection valve and a combustor with a fuel injection valve of the present invention will be described with reference to the drawings.
In the figure, members that are the same as or similar to those shown in FIGS.
1 is a partial longitudinal sectional view showing a first embodiment of the fuel injection valve of the present invention, FIG. 2 is a diagram showing the relationship between the fuel spray pressure and the fuel flow rate of the fuel injection valve shown in FIG. 1, and FIG. It is a longitudinal cross-sectional view which shows the combustor which provided the fuel injection valve shown in FIG.
[0023]
The fuel injection valve 14 of the present embodiment is provided with a stepped spiral chamber 142 having an inner diameter Dt on the left side of the drawing, which is behind the fuel spiral chamber 42 having an inner diameter Ds provided in the conventional fuel injection valve 4, and fuel. A second fuel introduction groove 141 is formed in parallel on the inner peripheral side of the introduction groove 41 so as not to interfere with the fuel introduction groove 41.
[0024]
Further, the partition wall that divides the second fuel introduction groove 141 and the stepped spiral chamber 142 is formed in a substantially circumferential direction like the fuel introduction hole 43, and is supplied into the second fuel introduction groove 141. Two to four second fuel introduction holes 143 are provided in the circumferential direction in the same manner as the fuel introduction holes 43 for accelerating the fuel in the circumferential direction to generate a swirl flow in the stepped fuel spiral chamber 142. I am doing so.
Further, the fuel introduction groove 41 and the second fuel introduction groove 141 are respectively connected to the fuel duct 5 shown in FIG. 3 by the fuel supply line 16, and are switched from the fuel duct 5 by switching the switching valve 15 provided in the fuel supply line 16. The fuel supplied into the fuel injection valve 14 can be supplied to either the fuel introduction groove 41 or the second fuel introduction groove 141.
[0025]
In the fuel injection valve 14 of the present embodiment, in addition to the fuel swirl chamber 42 as described above, the stepped fuel swirl chamber 142 is provided at the rear of the fuel swirl chamber 42 so that swirls having two inner diameters Ds and Dt are provided. It can be a chamber shape.
That is, by switching the fuel supply line 16 by switching the switching valve 15, the fuel injection valve 14 of the present embodiment can be operated with two spiral characteristic coefficients K and a flow coefficient Cd.
[0026]
Therefore, in such a fuel injection valve 14, there are also two relations between the fuel flow rate Wf and the fuel spray pressure ΔP, and the range of the same fuel spray pressure ΔP is obtained by switching the fuel supply line 16 as shown in FIG. As described above, with respect to the range of ΔP = 0.2 to 3 MPa, the gas turbine can operate in the range of the fuel flow rate Wf with a wider turndown ratio.
In the above-described embodiment, the single stepped fuel swirl chamber 142 is provided behind the conventional fuel swirl chamber 42. However, this may be provided in multiple stages.
[0027]
That is, in addition to the stepped fuel swirl chamber 142 described above, a stepped fuel swirl chamber is provided behind the stepped fuel swirl chamber 142 or a taper portion in front of the fuel swirl chamber 42 to increase the number of steps. However, the turndown ratio can be made wider than that of the above-described embodiment, and the gas turbine can be operated in a wider fuel flow rate Wf range.
[0028]
Further, the fuel introduction hole 43 or the second fuel introduction hole 143 for introducing fuel from the fuel introduction groove 41 or the second fuel introduction groove 141 to the fuel spiral chamber 42 or the stepped fuel spiral chamber 142, respectively, is opened. The fuel swirl chamber 42 or the stepped fuel swirl chamber 142 is opened toward the substantially circumferential direction, but the opening direction (opening angle) is changed, for example, a plurality of fuel swirl chambers 42 are provided. It is also possible to generate a swirling flow having a large or small diameter in the fuel spiral chamber 42 by switching to a different opening angle and injecting the fuel.
That is, by doing in this way, the gas turbine can be operated in a wider range of the fuel flow rate Wf, and the operating range can be widened, as in the case where the fuel spiral chambers are provided in multiple stages.
[0029]
Next, FIG. 3 shows that the above-described fuel injection valve 14 is provided in the combustor 17.
As described above, by switching the fuel supply line 16 to the combustor 17, the fuel flow rate Wf supplied to the gas turbine can be changed in a wide range even though the gas turbine is operated at the optimum fuel spray pressure ΔP. And the gas turbine will be able to operate over a wide operating range.
In addition, the combustion efficiency can be improved by improving the atomization of fuel in a wide gas turbine operation range, and the fuel injection valve 4 can be of a single type although the gas turbine can be in a wide operation range. As a result, the cost of the gas turbine can be reduced.
[0030]
【The invention's effect】
As described above, the fuel injection valve of the present invention includes a fuel introduction groove communicated with the fuel supply line and formed in the outer peripheral portion, a fuel introduction hole having one end connected to the fuel introduction groove, and the fuel introduction hole. The other end is open and the fuel from the fuel introduction groove is introduced through the fuel introduction hole to generate a swirl flow. The fuel swirl chamber is connected to the fuel swirl chamber and the fuel in the fuel swirl chamber is combusted. in the fuel injection valve having a fuel injection hole for injecting the independently provided to the fuel swirl chamber communicates different stepped fuel swirl chamber inner diameter provided within Rutotomoni, the fuel introduction groove and the fuel introduction hole A second fuel introduction groove and a second fuel introduction hole for supplying fuel to the stepped fuel swirl chamber are provided , and the fuel is switched and supplied to either the fuel introduction groove or the second fuel introduction groove. It was shall comprise a switching valve that.
[0031]
As a result, by switching the supply line for supplying fuel into the fuel injection valve to a line for supplying fuel to the fuel swirl chamber or the stepped fuel swirl chamber, the swirl characteristic coefficient K corresponding to the number of swirl chambers having different inner diameters can be obtained. Even if the fuel injection valve can be operated with the fuel flow coefficient Cd and the range of the fuel spray pressure ΔP is changed from a range suitable for the specifications of the fuel pump to a lower limit value that does not hinder fuel injection, The turndown ratio of Wf can be widened, and the gas turbine can be operated in a wide operating range.
[0032]
Furthermore, the combustor of the present invention, a fuel duct for supplying fuel from the outside, the fuel injection valve for injecting the fuel supplied through the fuel ducts, and generating a swirling flow to the fuel injected from the fuel injection valve in a combustor having a swirler periphery of order the fuel injection valve is, and to those that employ fuel injection valve as described above.
[0033]
As a result, the combustion efficiency can be improved by improving the atomization of fuel in a wide range of gas turbine operation, and the fuel injection valve can be of one type despite the operation of the gas turbine in a wide range of operation. Furthermore, it is not necessary to use a high-pressure fuel pump, and the cost of the gas turbine can be reduced.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a partial longitudinal sectional view showing a first embodiment of a fuel injection valve of the present invention,
FIG. 2 is a view showing the relationship between the fuel spray pressure and the fuel flow rate of the fuel injection valve shown in FIG.
FIG. 3 is a partial longitudinal sectional view of a gas turbine combustion chamber as a first embodiment of the combustor of the present invention provided with the fuel injection valve shown in FIG.
FIG. 4 is a partial longitudinal sectional view of a gas turbine combustion chamber provided in a conventional combustor,
5A and 5B are views showing a conventional fuel injection valve, in which FIG. 5A is a partial vertical cross-sectional view, and FIG. 5B is a partial cross-sectional view taken along the line AA in FIG. 5A;
FIG. 6 is a longitudinal sectional view showing a state of fuel injected from a fuel injection valve into a combustor.
FIG. 7 is a diagram showing the relationship between the vortex characteristic coefficient K and the flow coefficient Cd;
FIG. 8 is a diagram showing a relationship between a fuel flow rate Wf and a fuel spray pressure in an injection hole of a specific size.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Combustor pre-diffuser 2 Combustor case 3 Combustion chamber 4 Fuel injection valve 41 Fuel introduction groove 42 Fuel swirl chamber 43 Fuel introduction hole 44 Fuel injection hole 45 Swirling flow 46 Liquid film 5 Fuel duct 6 Swirler 7 Combustor 8 Liner 9 Dilution Hole 10 Cooling hole 11 Turbine shaft center 14 Fuel injection valve 141 Second fuel introduction groove 142 Stepped fuel swirl chamber 143 Second fuel introduction hole 15 Switch valve 16 Fuel supply line 17 Combustor An Fuel injection hole (cut) area As Total opening area Cd of fuel introduction hole Cd Fuel flow coefficient Dn Injection hole diameter Ds Fuel swirl chamber inner diameter Dt Stepped fuel swirl chamber inner diameter Dv Cavity diameter K Vortex characteristic coefficient ΔP Fuel spray pressure Wf Fuel flow pressure X Cavity coefficient ρ Fuel density

Claims

A fuel introduction groove communicated with a fuel supply line and perforated in an outer peripheral portion; a fuel introduction hole connected at one end to the fuel introduction groove; the other end of the fuel introduction hole is opened; A fuel swirl chamber that is introduced via a fuel introduction hole to generate a swirl flow, and a fuel injection valve that is connected to the fuel swirl chamber and has a fuel injection hole that injects fuel in the fuel swirl chamber into a combustor; A stepped fuel swirl chamber having a different inner diameter is provided in communication with the fuel swirl chamber, and is provided independently of the fuel introduction groove and the fuel introduction hole. The second fuel supply chamber supplies fuel to the stepped fuel swirl chamber. A fuel injection valve having a fuel introduction groove and a second fuel introduction hole, and comprising a switching valve for switching and supplying fuel to either the fuel introduction groove or the second fuel introduction groove .

A fuel duct for supplying fuel from the outside, a fuel injection valve for injecting fuel supplied through the fuel duct, and an outer periphery of the fuel injection valve for generating a swirling flow in the fuel injected from the fuel injection valve in a combustor having a swirler, the combustor where the fuel injection valve and said fuel injection valve der Rukoto of claim 1, wherein.